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本发明提供一种航空发动机叶片高周疲劳极限预测方法，首先基于冲击‑腐蚀耦合损伤叶片进行参数测量，计算得到分形维数及应力集中系数，利用分形维数和应力集中系数对等效应力进行修正，得到修正的临界距离模型，利用修正的临界距离模型对耦合损伤叶片的疲劳极...
该专利属于南京航空航天大学所有，仅供学习研究参考，未经过南京航空航天大学授权不得商用。

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