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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等３级叶片振动疲劳特性的研究。结果表明：（１）叶片振动疲劳破坏模式随使用寿命增加而变化。地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）一行方法对叶片的维修有利于叶片疲