对航空发动机涡轮盘材料GH4169合金缺口试件在650℃下进行了拉扭低循环疲劳试验,利用ANSYS有限元分析软件计算试样在比例和非比例加载条件下缺口处的应力-应变场,找到了试样疲劳断裂的危险点,结合临界平面法,提出了一个新的多轴疲劳损伤参量,并建立了相应寿命预测模型。将试验寿命与预测寿命进行对比,结果表明:该文所建立的寿命预测模型具有较好的预测能力。