轴还承受热负荷，这些载荷以高循环的方式施加在轴上。
由于结构上的需要，主轴上往往具有台阶、孔、槽和花键等几何形状，在这些部位应力集中，容易产生很高的局部应力，以致可能产生疲劳裂纹。主轴断裂一般都造成重大飞行事故。
一般台架试车，都难以再现飞行使用中出现的扭矩，更不可能出现机动飞行引起的陀螺力短和弯矩，因而主轴疲劳寿命试验均在试验器上进行。由全尺寸轴的疲劳寿命试验确定主轴的总飞行小时寿命的流程如图所示。主要包括：
由飞行载荷谱转换为考核截面的应力谱，从而确定标准应力循环及对应的标准循环载荷。
"将标准循环载荷乘以恰当的系数得到试验载荷谱，然后按此载荷在疲劳试验器上进行寿命试验。
处理所得数据，得到主轴的预定安全标准循环寿命。
由飞行剖面统计和计算损伤数求飞行换算比；将预定安全标准循环寿命除以飞行换算比得出预定安全小时寿命。
%取 " "%的预定安全小时寿命作为初始使用寿命，经实际飞行后返回做剩余寿命试验，确定第二次使用寿命。重复几次后逐渐逼近经使用验证过的预定安全小时寿命。
&主轴使用载荷谱在一次飞行中，与主轴载荷有关的飞行参数主要有飞行高度 ’，发动机转速 (，飞行表速 &)，大气温度 * ’，涡轮后总温 *+ ，飞行滚转角速度 ’ 、’ -，过载系数 (、(等。这些参数随时间的变化历程称为主轴的飞行剖面。在主轴的整个,寿命中各次飞
-
行,载荷谱的总和称主轴的使用载荷谱。一般为拉、弯和扭三种载荷及温度随时间。变化的曲线，它具有很大的随机性，因此，主轴疲劳试验框图需要经过恰当的处理才能成为试验载荷谱。
标准应力循环是指在发动机寿命期内有规则地出现的，其应力幅度最大、出现次数最多的一些飞行剖面的主循环。
预定安全循环寿命是指最短寿命的轴也能安全经受的标准应力循环数。
飞行换算比是指与一次典型飞行的疲劳损伤度相同的标准循环数。例如，一次起飞一俯冲攻击循环和三次停车一最大一停车的标准循环产生的损伤相同。
主轴的使用载荷谱依飞行任务的不同而不同，一般包括下列载荷：
扭矩 ./，随发动机使用状态（飞行高度、飞行速度）和工作转速的不同而变化，即随发动机启动一工作一停车循环变化。扭短循环次数一般小于 01次循环，属于低循环。
"振动扭矩 .2/，是由于发动机中不连续因素，如导向叶片、不稳定燃烧等激发产生的，并且叠加于工作扭矩载荷之上，其幅值一般不大于最大工作扭矩的 3 14。在发动机总寿命期内，振动扭矩大于 05次循环，属于高循环。
轴向力 6，主要是由主轴上连接盘的前后压差引起的，属于低循环载荷。对单级涡轮轴 678 ”%9 :8+ 9式中， ;% 、;+ ———分别为涡轮盘前、后总压； 9、9 ———分别为涡轮盘前、后承压面面积。 •0•
高频弯曲载荷，是由于飞机作机动飞行或进入螺旋状态以及严重的阵风引起垂直于轴的陀螺力矩 "， " "%&’
式中，—
—盘的转动惯量；
一轴转动角速度；
"———进动角速度；
———"与 之间的夹角。
各种飞行状态的进动角速度是不同的，如俯冲拉起最大角速度时，"为 () *+,-. %；平飞坠入正螺旋时，"为 /) **+,-. %；严重阵风时，"为 () 01+,-. %；俯冲最大角度时，"为 0+,-. %。
此外，发动机转子进气级的气动攻角力矩、机匣变形引起的多支点不同心、发动机短舱的摆动等也都在轴上引起弯矩，由于轴高速旋转，所以在轴上沿周向任一点引起高循环弯曲应力。
%轴对称的径向载荷，主要包括轴内外表面的气体压差；盘连接处，由于盘的径向变化和温度效应引起的沿圆周均布的径向力和弯矩以及作用于花键套齿上的径向分力等。轴对称载荷也属于低循环变化载荷。
&温度的影响，发动机飞行任务谱与飞机的用途和执行的任务有关。典型机种的低循环疲劳要求。据统计，国产某发动机，用在歼击机上时，每 /((飞行小时的平均起落次数为 00*次；用在教练机上时，每 /((飞行小时为 223次。
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