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在某型航空发动机涡轮叶片的低周疲劳试验中发现，叶片疲劳／蠕变试验寿命高于纯疲劳试验寿命，为探究这一现象的原因，对此展开相关的理论计算和分析．研究表明：试验条件较好地模拟了叶片的实际工作条件，该涡轮叶片的损伤以疲劳损伤为主，相对于真实涡轮叶片的纯疲劳试验，在疲劳／蠕变试验条件下，其考核部位（榫齿）出现了较大的应力松弛，故而使得叶片疲劳／蠕变寿命高于纯疲劳寿命．研究结果对于保证发动机安全工作、提高飞行可靠性、以及发展高温构件的疲劳试验技术有重要意义．