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航空发动机涡轮导向叶片通常采用多联装的结构，以往在进行强度设计时，多采用单个叶片进行分析，叶片边界施加自由或周期性边界条件，这种分析方法的弊端在于边界条件不够合理，对叶片的刚度模拟不准确，同时还无法考虑一组联装叶片内不同叶片的之间的差异。为能更为真实的对联装叶片进行强度仿真设计，本文提出对整联叶片进行分析的方法，并将该方法的分析结果与以往分析方法所得结果作对比。