本发明属于旋翼强度试验领域，涉及一种直升机桨叶强度试验方法。本发明直升机桨叶强度试验方法加载时，在桨叶离心力方向施加F离心力，同时在桨叶挥舞方向施加F挥舞力，通过监测桨叶根部固定端的挥舞方向支反力F0的大小，调节F挥舞力，使得挥舞方向支反力F0达到理论挥舞加载值。摆振方向与挥舞方向相同。本发明直升机桨叶强度试验方法规避了结构全寿命周期载荷应变线性变化的假设，通过将间接测量改为直接载荷控制，有效避免了繁琐的试验标定调试工作，降低了劳动强度，提高了试验的简便性，同时也避免了间接控制方法试验件破坏过程中的载荷加载失控风险，并给试验件全寿命周期载荷应变关系提供了分析数据，能够有效提高桨叶静强度试验效率和试验精度。