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一种涡轮导向叶片尾缘强度试件，是通过裁切一涡轮导向叶片得到的的叶身中段，其中该试件包括第一壁体和第二壁体。试件还包括加载区和测试区：加载区设置在涡轮导向叶片前缘一侧，测试区设置在所述涡轮导向叶片尾缘一侧。在加载区设置有至少一个贯穿切口，使第...
该专利属于中国航发商用航空发动机有限责任公司所有，仅供学习研究参考，未经过中国航发商用航空发动机有限责任公司授权不得商用。

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