CN114139276A - 一种盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法 - Google Patents

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CN114139276A CN202111300361.4A CN202111300361A CN114139276A CN 114139276 A CN114139276 A CN 114139276A CN 202111300361 A CN202111300361 A CN 202111300361A CN 114139276 A CN114139276 A CN 114139276A
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贺嘉威
宋迎东
李亚松
牛序铭
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Abstract

本发明公开了一种盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法，步骤为：通过仿真分析方法得到盘轴一体式整体叶盘结构的危险部位、应力分布和应力梯度分布；进行标准光滑试样、标准缺口试样疲劳试验以及常温、高温材料静拉伸试验，并结合仿真分析结果和影响因素修正方法，得到考虑平均应力、应力梯度、温度等影响因素的材料应力‑疲劳寿命关系；进而通过结构疲劳寿命分析方法进行疲劳损伤累积，获得盘轴一体式整体叶盘结构的疲劳寿命。本发明将试验结果、仿真分析与传统疲劳分析方法相结合，简单直观，步骤清晰，适用性强。利用本发明可以保证空气涡轮起动机和航空发动机的寿命要求，并为类似复杂工作构件设计制造提供充分的、科学的寿命考核依据。

Description

一种盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法
技术领域
本发明属于工程结构疲劳寿命分析的技术领域，特别涉及一种盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析技术，为工程机械构件在实际载荷下的疲劳损伤分析和疲劳寿命考核提供技术基础，是实际服役载荷下工程复杂结构零部件设计与强度考核的重要一步。
背景技术
空气涡轮起动机是飞机辅助动力系统的重要组成，从结构完整性与可靠性方面来讲，其安全性会对航空发动机整体安全性能产生重要影响。随着航空制造技术的不断发展，盘类构件逐渐采用盘轴一体化结构，即盘体、叶片和轮轴一体加工制造，从而使起动机结构大为简化。现如今，随着军用和民用航空发动机的迅速发展，对于空气涡轮起动机的功率要求越来越高。而作为起动机关键转动部件的涡轮转子，其寿命限制了空气涡轮起动机的整机寿命。因此，为保证空气涡轮起动机和航空发动机的寿命要求，对这类结构进行充分的、科学的寿命考核，必须发展一种盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析技术。
空气涡轮起动机承受着越来越严苛的气动载荷和机械载荷，这对其涡轮叶盘结构安全性和可靠性的要求越来越高。疲劳断裂是工程机械构件破坏失效的最主要原因，国内外众多学者从零部件到整机设备，从理论和试验上对疲劳进行了深入系统的研究，建立了大量的疲劳寿命预测方法和模型。王卫国进行了某全尺寸涡轮盘的高温低循环疲劳试验，提出了一种改进的Walker应变寿命预测模型。但工程实际中对全尺寸涡轮盘进行试验的难度较大，且经济成本较高。李骏等人、杜文军等人分别基于Manson-Coffin方程针对涡轮叶片-榫头-轮盘结构和压气机轮盘榫槽结构进行疲劳寿命分析，但都无法很好地从平均应力、应力梯度、温度等影响因素给予定量的描述，从而无法对结构或机械的疲劳寿命做出准确的分析。
综上所述，目前现有的针对轮盘类构件的疲劳寿命分析方法仍有一定的局限性，并没有综合考虑平均应力、应力梯度、温度等影响因素的、普遍认可的盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法。随着盘轴一体整体叶盘结构的进一步成熟和应用，盘轴一体式整体叶盘结构的疲劳寿命校核仍是一个迫切需要解决的关键工程问题，这也对工程实际中航空发动机、起动机等叶轮机械的寿命分析和结构完整性具有重要意义。
因此，有必要发展一种综合考虑平均应力、应力梯度和温度等影响因素的，准确合理、工程操作性强的疲劳寿命分析技术，以实现对盘轴一体式整体叶盘结构的疲劳寿命分析。
发明内容
为了解决现有技术针对盘轴一体式整体叶盘疲劳寿命分析工程操作性、准确性、适用性不足的问题，本发明的目的是提供一种盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法，能够对盘轴一体式整体叶盘进行准确合理的疲劳寿命分析。
为实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法，包括以下步骤：
(1)建立盘轴一体式整体叶盘结构三维模型，并进行有限元应力应变分析，获得盘轴一体式整体叶盘结构的危险部位、应力分布和应力梯度分布；
(2)对盘轴一体式整体叶盘结构所用材料开展标准光滑试样疲劳试验，获得相应材料的应力比-应力幅值-疲劳寿命关系，对一般载荷与疲劳寿命进行平均应力修正，获得应力幅值-应力均值-疲劳寿命关系；
(3)对盘轴一体式整体叶盘结构所用的材料开展标准缺口试样疲劳试验，获得相应材料的缺口系数-应力-疲劳寿命关系，结合步骤(1)得到的应力梯度分布，对步骤(2)得到的应力幅值-应力均值-疲劳寿命关系进行应力梯度修正，获得应力幅-应力均值-应力梯度-疲劳寿命关系；
(4)对盘轴一体式整体叶盘结构所用材料开展常温、高温下的标准试样静拉伸试验，结合试验结果，对步骤(3)得到的应力幅值-应力均值-应力梯度-疲劳寿命关系进行温度修正，获得综合考虑平均应力、应力梯度和温度影响的材料应力-疲劳寿命关系；
(5)基于步骤(4)获得的材料应力-疲劳寿命关系，结合构件疲劳寿命分析方法进行疲劳损伤累积，获得盘轴一体式整体叶盘结构的疲劳寿命。
所述步骤(1)的具体步骤为：
(11)建立盘轴一体式整体叶盘结构三维模型，通过ANSYS有限元软件对该模型进行有限元分析，包括：①材料属性与单元类型赋予，②构件建模与网格划分，③应力应变数据分析；
(12)基于步骤(11)的有限元分析结果，确定整体叶盘结构的危险部位，并提取危险部位附近小范围内节点的坐标数据和应力应变数据，并根据下式计算危险点处的应力梯度；
Figure BDA0003338131360000031
其中，σij为应力张量，xk为k方向的长度，i,j,k表示坐标系方向。
所述步骤(2)的具体步骤为：
(21)开展叶盘材料的标准光滑试验件在不同应力比下的应力疲劳寿命实验，每种应力比下分别开展三种应力等级疲劳寿命试验，每个应力等级分别进行三次试验，取其平均值作为此应力等级所对应的疲劳寿命；
(22)分别对试验结果进行数据拟合，得到不同应力比下的应力幅值-疲劳寿命关系：
f(R,S,Nf)＝0
其中，R为应力比，S为应力幅值，Nf为疲劳寿命；
(23)根据步骤(22)的数据拟合结果得到的材料应力-疲劳寿命关系绘制材料的等寿命曲线，根据等寿命曲线对一般载荷与疲劳寿命进行平均应力修正，获得应力幅值-应力均值-疲劳寿命关系：
f(Sa,Sm,Nf)＝0
其中，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，Nf为疲劳寿命。
所述步骤(3)的具体步骤为：
(31)开展叶盘材料在不同应力比的标准缺口试验件的应力疲劳寿命试验，每种应力比下开展不同缺口系数的标准缺口试验件疲劳寿命试验，其中分别开展三种应力等级疲劳寿命试验，每个应力等级开展三次试验，取其平均值作为此应力等级所对应的疲劳寿命，根据试验结果得到不同应力比下，不同缺口系数的材料应力-疲劳寿命关系；
(32)分别对试验结果进行数据拟合，得到不同应力比下的缺口系数-应力幅-疲劳寿命关系：
f(Kt,Sa,Sm,Nf)＝0
其中，Kt为缺口系数，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，Nf为疲劳寿命；
(33)引入应力梯度影响系数α、应力梯度影响指数β，根据步骤(31)和步骤(32)得到的试验结果，对步骤(2)得到的叶盘材料应力-疲劳寿命曲线进行应力梯度修正：
Sa＝α·S′a β，Nf＝N′f
其中，Sa和S′a分别为标准光滑试验件疲劳寿命Nf和由标准缺口试验件疲劳寿命插值的最大应力梯度为ηmax条件下疲劳寿命N′f下的应力幅值；
由此，获得应力幅值-平均应力-应力梯度-疲劳寿命关系；
f(Sa,Sm,α,β,ηmax,Nf)＝0
其中，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，α为应力梯度影响系数、β为应力梯度影响指数，ηmax为最大应力梯度，Nf为疲劳寿命。
所述步骤(4)的具体步骤为：
(41)对盘轴一体式整体叶盘所用的材料分别开展常温、高温条件下的静拉伸试验，得到材料在两种温度下应力-应变关系曲线；
(42)通过材料在两种温度下的拉伸应力-应变曲线对比，引入温度修正系数μ和温度修正指数ν对步骤(3)中得到应力幅值-平均应力-应力梯度-疲劳寿命关系进行温度修正：
Sa＝μ·S′a ν，εa＝ε′a
其中，Sa和S′a分别为常温、高温标准光滑试验件相同应变幅值εa,ε′a下的应力幅值；
由此获得综合考虑平均应力、应力梯度和温度影响的材料应力-疲劳寿命关系：
f(Sa,Sm,α,β,ηmax,μ,ν,Nf)＝0
其中，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，α为应力梯度影响系数、β为应力梯度影响指数，ηmax为最大应力梯度，μ为温度修正系数，ν为温度修正指数，Nf为疲劳寿命。
所述步骤(5)的具体步骤为：
根据步骤(1)中得到的盘轴一体式整体叶盘结构的危险部位的应力与步骤(4)中获得的综合考虑平均应力、应力梯度和温度影响的材料应力-疲劳寿命关系，利用线性疲劳损伤累积理论，通过下式计算分析获得盘轴一体式整体叶盘疲劳寿命：
Figure BDA0003338131360000051
式中，Dcr表示盘轴一体式整体叶盘结构的临界损伤；N表示盘轴一体式整体叶盘结构的总疲劳寿命；ni和Ni为某类载荷循环的次数和该类循环的疲劳寿命。
有益效果：本发明基于有限元仿真分析得到盘轴一体式整体叶盘结构的危险部位、应力分析结果和应力梯度分析结果；结合有限元仿真分析结果，利用标准试样疲劳试验得到综合考虑平均应力、应力梯度和温度影响的材料应力-疲劳寿命关系。利用有限元仿真分析结果与经过修正的材料应力-疲劳寿命关系，通过构件疲劳寿命分析方法，计算分析获得盘轴一体式整体叶盘的疲劳寿命。与现有技术相比，优点在于：
(1)简单直观，步骤清晰，适用性强；
以叶盘材料的标准试样试验为基础，将材料应力-疲劳寿命关系与仿真分析结果相结合，得到考虑平均应力、应力梯度和温度影响因素的材料应力-疲劳寿命关系，利用线性疲劳损伤累积理论，计算分析获得盘轴一体式整体叶盘疲劳寿命。相对于现有的发动机盘类结构疲劳寿命分析技术，本发明试验成本大幅下降，并与仿真分析结果相结合，在保证精确性的同时，计算步骤清晰简单，可以减少设计研发成本与时间。
(2)具有广泛的工程应用价值；
本发明提出的盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析技术，通用性强，因此，随着盘轴一体结构以及整体叶盘结构的进一步成熟和应用，在现有的技术条件下，利用本发明可以合理的对盘轴一体式整体叶盘的疲劳寿命进行准确快速的计算，具有广泛的工程应用价值。
综上所示，本发明将试验结果、仿真分析与传统疲劳分析方法相结合，简单直观，步骤清晰，适用性强。利用本发明可以保证空气涡轮起动机和航空发动机的寿命要求，并为类似复杂工作构件设计制造提供充分的、科学的寿命考核依据。
附图说明
图1是本发明具体技术路线图；
图2是本实例标准光滑试验件在不同应力比下应力-疲劳寿命示意图；
图3是本实例标准光滑试验件等寿命曲线示意图；
图4是本实例标准缺口试验件在不同应力比下应力-疲劳寿命曲线图；
图5是本实例应力-疲劳寿命关系梯度修正示意图；
图6是本实例应力-疲劳寿命关系温度修正示意图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明做更进一步的解释。
本发明的一种盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析技术，通过仿真分析方法得到盘轴一体式整体叶盘结构的危险部位、应力分布和应力梯度分布；进行标准光滑试样、标准缺口试样疲劳试验以及常温、高温材料静拉伸试验，并结合仿真分析结果和影响因素修正方法，得到考虑平均应力、应力梯度、温度等影响因素的材料应力-疲劳寿命关系；进而通过结构疲劳寿命分析方法进行疲劳损伤累积，获得盘轴一体式整体叶盘结构的疲劳寿命。
下面结合实施例及附图对本发明作进一步说明。具体实施步骤如下：
现以某型空气涡轮起动机的涡轮转子构件进行本发明的实例分析，如图1，其步骤为：
(1)建立盘轴一体式整体叶盘结构三维模型，并进行有限元应力应变分析，获得盘轴一体式整体叶盘结构的危险部位、应力分布和应力梯度分布；具体为：
(11)建立盘轴一体式整体叶盘结构，即涡轮转子构件的三维模型，借助ANSYS有限元软件对模型进行有限元分析，其中包括：①材料属性与单元类型赋予，②构件建模与网格划分，③应力应变数据分析；
(12)基于上述步骤(11)的有限元分析结果，确定整体叶盘结构的危险部位，并提取危险部位附近小范围内节点的坐标数据和应力应变数据，并根据下式计算危险点处的应力梯度；
Figure BDA0003338131360000061
其中，σij为应力张量，xk为k方向的长度，i,j,k表示坐标系方向。
(2)对盘轴一体式整体叶盘结构所用材料开展标准光滑试样疲劳试验，获得相应材料的应力比-应力幅值-疲劳寿命关系，对一般载荷与疲劳寿命进行平均应力修正，获得应力幅值-应力均值-疲劳寿命关系；步骤为：
(21)开展叶盘材料的标准光滑试验件在应力比R＝0、R＝0.5的应力疲劳寿命实验。每种应力比下分别开展三种应力等级疲劳寿命试验，即S0,1,S0,2,S0,3和S0.5,1,S0.5,2,S0.5,3，每种应力等级分别进行三次试验，取其平均值作为此应力等级对应的寿命，即N0,1,N0,2,N0,3和N0.5,1,N0.5,2,N0.5,3。
(22)利用Basquin公式分别对试验结果进行数据拟合，如图2。根据试验结果得到应力比R＝0、R＝0.5下的应力幅-疲劳寿命关系：
Figure BDA0003338131360000071
其中，R为应力比，S为应力幅值，Nf为疲劳寿命，A1、B1、A2、B2分别为拟合系数。
(23)根据拟合结果得到的材料应力-疲劳寿命关系绘制材料的等寿命曲线，如图3。根据等寿命曲线进而对一般载荷与疲劳寿命进行平均应力修正，获得应力幅-平均应力-疲劳寿命关系：
Nf＝f(Sa,Sm)
其中，Sa为应力比，Sm为应力幅值，Nf为疲劳寿命。
(3)对盘轴一体式整体叶盘结构所用的材料开展标准缺口试样疲劳试验，获得相应材料的缺口系数-应力-疲劳寿命关系，结合步骤(1)得到的应力梯度分布，对步骤(2)得到的应力幅值-应力均值-疲劳寿命关系进行应力梯度修正，获得应力幅-应力均值-应力梯度-疲劳寿命关系；步骤为：
(31)开展叶盘材料在应力比R＝0、R＝0.5的标准缺口试验件的应力疲劳寿命试验。每种应力比下分别开展缺口系数Kt＝2、Kt＝3的标准缺口试验件疲劳寿命试验，其中分别开展三种应力等级疲劳寿命试验，每个应力等级开展三次试验，即S0,2,1,S0,2,2,S0,2,3、S0,3,1,S0,3,2,S0,3,3、S0.5,3,1,S0.5,3,2,S0.5,3,3和S0.5,3,1,S0.5,3,2,S0.5,3,3，取其平均值作为此应力等级对应的寿命，即N0,2,1,N0,2,2,N0,2,3、N0,3,1,N0,3,2,N0,3,3、N0.5,3,1,N0.5,3,2,N0.5,3,3和N0.5,3,1,N0.5,3,2,N0.5,3,3，其中下标分别表示应力比、缺口系数和应力等级。
(32)利用Basquin公式分别对试验结果进行数据拟合，如图4。根据试验结果得到不同应力比下的缺口系数-应力幅-疲劳寿命关系：
Nf＝f(Kt,Sa,Sm)
其中，Kt为缺口系数，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，Nf为疲劳寿命。
(33)引入应力梯度影响系数α、应力梯度影响指数β，根据步骤(31)跟步骤(32)得到的试验结果，对步骤(2)平均应力修正后的叶盘材料应力-疲劳寿命曲线进行应力梯度修正，如图5。
Sa＝α·S′a β，Nf＝N′f
其中，Sa和S′a分别为标准光滑试验件疲劳寿命Nf和由标准缺口试验件疲劳寿命插值的最大应力梯度为ηmax条件下疲劳寿命N′f下的应力幅。
由此，可获得应力幅-平均应力-应力梯度-疲劳寿命关系；
Nf＝f(Sa,Sm,α,β,ηmax)
其中，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，α为应力梯度影响系数，β为应力梯度影响指数，ηmax为最大应力梯度，Nf为疲劳寿命。
(4)对盘轴一体式整体叶盘结构所用材料开展常温、高温下的标准试样静拉伸试验，结合试验结果，对步骤(3)得到的应力幅值-应力均值-应力梯度-疲劳寿命关系进行温度修正，获得综合考虑平均应力、应力梯度和温度影响的材料应力-疲劳寿命关系；具体为：
(41)对盘轴一体式整体叶盘所用的材料分别开展常温、高温条件下的静拉伸试验，得到材料在两种温度下应力-应变关系曲线；
(42)通过材料在两种温度下的拉伸应力-应变曲线对比，引入温度修正系数μ和温度修正指数ν对步骤(3)中得到应力幅-平均应力-应力梯度-疲劳寿命关系进行温度修正，如图6。
Sa＝μ·Sa′ν，εa＝ε′a
其中，Sa和S′a分别为常温、高温标准光滑试验件相同应变幅εa,ε′a下的应力幅。
由此，可获得综合考虑平均应力、应力梯度和温度影响的材料应力-疲劳寿命关系；
Nf＝f(Sa,Sm,α,β,ηmax,μ,ν)
其中，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，α为应力梯度影响系数、β为应力梯度影响指数，ηmax为步骤(1)计算的最大应力梯度，μ为温度修正系数，ν为温度修正指数，Nf为疲劳寿命。
(5)基于步骤(4)获得的材料应力-疲劳寿命关系，结合构件疲劳寿命分析方法进行疲劳损伤累积，获得盘轴一体式整体叶盘结构的疲劳寿命；具体为：
根据步骤(1)中得到的叶盘危险部位应力与步骤(4)中获得的综合考虑平均应力、应力梯度和温度影响的材料应力-疲劳寿命关系，利用线性疲劳损伤累积理论，计算分析获得盘轴一体式整体叶盘疲劳寿命。由此，盘轴一体式整体叶盘寿命的计算公式为：
Figure BDA0003338131360000091
式中，Dcr表示盘轴一体式整体叶盘结构的临界损伤；N表示盘轴一体式整体叶盘结构的总疲劳寿命；ni和Ni为某类载荷循环的次数和该类循环的疲劳寿命。
由此，可得盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命计算结果如表1，可知该盘轴一体式整体叶盘结构全寿命周期内得总损伤小于临界损伤Dcr＝1，满足寿命考核要求。
表1
Figure BDA0003338131360000092
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法，其特征在于：包括以下步骤：
(1)建立盘轴一体式整体叶盘结构三维模型，并进行有限元应力应变分析，获得盘轴一体式整体叶盘结构的危险部位、应力分布和应力梯度分布；
(2)对盘轴一体式整体叶盘结构所用材料开展标准光滑试样疲劳试验，获得相应材料的应力比-应力幅值-疲劳寿命关系，对一般载荷与疲劳寿命进行平均应力修正，获得应力幅值-应力均值-疲劳寿命关系；
(3)对盘轴一体式整体叶盘结构所用的材料开展标准缺口试样疲劳试验，获得相应材料的缺口系数-应力-疲劳寿命关系，结合步骤(1)得到的应力梯度分布，对步骤(2)得到的应力幅值-应力均值-疲劳寿命关系进行应力梯度修正，获得应力幅-应力均值-应力梯度-疲劳寿命关系；
(4)对盘轴一体式整体叶盘结构所用材料开展常温、高温下的标准试样静拉伸试验，结合试验结果，对步骤(3)得到的应力幅值-应力均值-应力梯度-疲劳寿命关系进行温度修正，获得综合考虑平均应力、应力梯度和温度影响的材料应力-疲劳寿命关系；
(5)基于步骤(4)获得的材料应力-疲劳寿命关系，结合构件疲劳寿命分析方法进行疲劳损伤累积，获得盘轴一体式整体叶盘结构的疲劳寿命。
2.根据权利要求1所述的盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法，其特征在于：所述步骤(1)的具体步骤为：
(11)建立盘轴一体式整体叶盘结构三维模型，通过ANSYS有限元软件对该模型进行有限元分析，包括：①材料属性与单元类型赋予，②构件建模与网格划分，③应力应变数据分析；
(12)基于步骤(11)的有限元分析结果，确定整体叶盘结构的危险部位，并提取危险部位附近小范围内节点的坐标数据和应力应变数据，并根据下式计算危险点处的应力梯度；
Figure FDA0003338131350000011
其中，σij为应力张量，xk为k方向的长度，i,j,k表示坐标系方向。
3.根据权利要求1所述的盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法，其特征在于：所述步骤(2)的具体步骤为：
(21)开展叶盘材料的标准光滑试验件在不同应力比下的应力疲劳寿命实验，每种应力比下分别开展三种应力等级疲劳寿命试验，每个应力等级分别进行三次试验，取其平均值作为此应力等级所对应的疲劳寿命；
(22)分别对试验结果进行数据拟合，得到不同应力比下的应力幅值-疲劳寿命关系：
f(R,S,Nf)＝0
其中，R为应力比，S为应力幅值，Nf为疲劳寿命；
(23)根据步骤(22)的数据拟合结果得到的材料应力-疲劳寿命关系绘制材料的等寿命曲线，根据等寿命曲线对一般载荷与疲劳寿命进行平均应力修正，获得应力幅值-应力均值-疲劳寿命关系：
f(Sa,Sm,Nf)＝0
其中，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，Nf为疲劳寿命。
4.根据权利要求1所述的盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法，其特征在于：所述步骤(3)的具体步骤为：
(31)开展叶盘材料在不同应力比的标准缺口试验件的应力疲劳寿命试验，每种应力比下开展不同缺口系数的标准缺口试验件疲劳寿命试验，其中分别开展三种应力等级疲劳寿命试验，每个应力等级开展三次试验，取其平均值作为此应力等级所对应的疲劳寿命，根据试验结果得到不同应力比下，不同缺口系数的材料应力-疲劳寿命关系；
(32)分别对试验结果进行数据拟合，得到不同应力比下的缺口系数-应力幅-疲劳寿命关系：
f(Kt,Sa,Sm,Nf)＝0
其中，Kt为缺口系数，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，Nf为疲劳寿命；
(33)引入应力梯度影响系数α、应力梯度影响指数β，根据步骤(31)和步骤(32)得到的试验结果，对步骤(2)得到的叶盘材料应力-疲劳寿命曲线进行应力梯度修正：
Figure FDA0003338131350000021
Nf＝N′f
其中，Sa和S′a分别为标准光滑试验件疲劳寿命Nf和由标准缺口试验件疲劳寿命插值的最大应力梯度为ηmax条件下疲劳寿命N′f下的应力幅值；
由此，获得应力幅值-平均应力-应力梯度-疲劳寿命关系；
f(Sa,Sm,α,β,ηmax,Nf)＝0
其中，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，α为应力梯度影响系数、β为应力梯度影响指数，ηmax为最大应力梯度，Nf为疲劳寿命。
5.根据权利要求1所述的盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法，其特征在于：所述步骤(4)的具体步骤为：
(41)对盘轴一体式整体叶盘所用的材料分别开展常温、高温条件下的静拉伸试验，得到材料在两种温度下应力-应变关系曲线；
(42)通过材料在两种温度下的拉伸应力-应变曲线对比，引入温度修正系数μ和温度修正指数ν对步骤(3)中得到应力幅值-平均应力-应力梯度-疲劳寿命关系进行温度修正：
Figure FDA0003338131350000031
εa＝ε′a
其中，Sa和S′a分别为常温、高温标准光滑试验件相同应变幅值εa,ε′a下的应力幅值；
由此获得综合考虑平均应力、应力梯度和温度影响的材料应力-疲劳寿命关系：
f(Sa,Sm,α,β,ηmax,μ,ν,Nf)＝0
其中，Sa为应力幅值，Sm为应力均值，α为应力梯度影响系数、β为应力梯度影响指数，ηmax为最大应力梯度，μ为温度修正系数，ν为温度修正指数，Nf为疲劳寿命。
6.根据权利要求1所述的盘轴一体式整体叶盘结构疲劳寿命分析方法，其特征在于：所述步骤(5)的具体步骤为：
根据步骤(1)中得到的盘轴一体式整体叶盘结构的危险部位的应力与步骤(4)中获得的综合考虑平均应力、应力梯度和温度影响的材料应力-疲劳寿命关系，利用线性疲劳损伤累积理论，通过下式计算分析获得盘轴一体式整体叶盘疲劳寿命：
Figure FDA0003338131350000032
式中，Dcr表示盘轴一体式整体叶盘结构的临界损伤；N表示盘轴一体式整体叶盘结构的总疲劳寿命；ni和Ni为某类载荷循环的次数和该类循环的疲劳寿命。
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