自润滑杆端关节轴承是直升机尾旋翼系统的关键零件,其失效将会导致灾难性事故。由于影响该轴承失效的因素较多,在其设计定型阶段仅通过单个轴承的疲劳试验等尚不能准确评价出全部轴承的精度、寿命、可靠性等性能参数,因而需要尽可能模拟出轴承在各种工况下的状态,以便测试整套轴承,这对保障尾旋翼系统的安全运行具有现实、迫切和重要的意义。因此,本文针对某型号尾旋翼系统的四对杆端自润滑关节轴承设计了一台尾旋翼配套组合轴承综合服役寿命试验机。根据实际需求,确定了试验机具体功能及相关参数。通过功能分析法,将其分为摆动系统、加载系统、变距系统和测控系统并完成了相应的方案设计。优化设计了摆动系统中的曲轴和高频摆动轴等组件,实际进行曲轴动平衡检测,达到G2.5级,满足使用要求。通过ADAMS软件建立摆动系统刚柔耦合的动力学模型,得出工作时摆杆的载荷谱,由瞬态分析获得应力随时间变化的曲线关系,从而确定摆杆的疲劳危险位置,再结合S-N曲线和疲劳损伤累积理论,最终得出满足精度和疲劳寿命的最小摆杆直径。通过ANSYS软件对摆动系统及其箱体进行了模态分析,研究摆动系统在承受载荷情况下的动态特性,得到前几阶的固有频率和振型;分析动态特性对于摆动精度的影响,保证了系统的抗振性。