主旋翼轴为直升机传动系统中的关键零件,其可靠性直接关系到直升机的飞行安全。在实际飞行状态中,主旋翼轴承受来自旋翼的轴向力、弯矩、剪切力和扭矩等多种载荷,根据型号规范的要求,必须对此类零件进行疲劳鉴定。由于较难模拟实际零件的安装边界条件,同时无法考虑材料及加工工艺等外在因素对零件寿命的影响,仅采用理论计算及分析难以较准确得到零件的使用寿命。本文采用有限元理论分析和多通道协调加载疲劳试验相结合的办法,进行了具体的高周疲劳试验研究,初步得到某型号主旋翼轴的高周疲劳寿命,并为传动系统轴类零部件的疲劳寿命分析研究提供了一条行之有效的途径。主要研究成果如下：(1)采用多通道协调加载及合成旋转载荷施加技术,首次实现了主旋翼轴的全载荷疲劳试验,克服了以往试验的不足,填补了国内主旋翼轴全载荷试验空白。(2)通过有限元分析确定了主旋翼轴危险部位,并根据应力分布情况采用刚性整体设计思路,合理设计出适合主旋翼轴疲劳寿命研究的试验工装,顺利的开展了2件高周疲劳试验。(3)采用典型构型部位组合测试的方法,准确测量出主旋翼轴上所有应变,根据测试结果与有限元计算的分析对比,确认了试验方案的有效性,并最终获得了主旋翼轴满足10000小时寿命的结论。