旋翼系统是直升机结构中最为重要的部件,也是直升机振动与噪声的主要来源。长期以来旋翼系统的改进和创新是直升机技术发展的主要方向,成为直升机更新换代的重要标志之一。旋翼系统的振动水平某种程序上决定了直升机动力学的设计水平。因此准确预测并通过优化设计降低旋翼的结构振动载荷成为直升机动力学研究中非常活跃的分支。本文开展了基于大变形桨叶模型的旋翼刚柔耦合动力学建模方法研究,发展了适用于不同桨毂构型的旋翼气动弹性分析方法与结构载荷计算方法,对模型各部分进行了充分验证,并将该模型应用于真实直升机旋翼气动弹性响应计算中,研究了不同气动模型与不同载荷计算方法对旋翼结构载荷的影响等。由于传统铰接式旋翼中铰链与轴承的结构复杂性与维护成本过高等弊端,一些新构型桨毂陆续得到重视与应用。无铰式与无轴承旋翼的挥舞、摆振与扭转运动可由桨叶柔性段的弹性变形代替。由于柔性件的弹性变形较大,传统中等变形桨叶模型不再适用,因此本文首先建立了适合于先进构型旋翼桨叶结构分析的几何精确梁模型。该模型在描述桨叶变形运动量之间的关系时采用了严格的几何非线性表达式,依据Green应变理论推导桨叶应变能,同时考虑了桨叶结构预扭引起的剖面坐标基矢量非正交效应。为了提高模型的适应性,在几何精确梁模型基础上,考虑铰接式旋翼中铰链与轴承的刚性运动,建立了一种新的适用于任意桨叶刚体转角的旋翼刚柔耦合动力学模型。模型中不作小转角假设与阶次截断,保留桨叶刚体运动与弹性运动的所有非线性项与刚柔耦合项,采用数值逐级展开的方式得到应变能,并提取动能变分中的质量矩阵与非线性广义力。将旋翼气动力以广义力形式与结构方程耦合,最终依据Hamilton原理建立旋翼动力学方程。旋翼动力学响应计算与振动载荷预测不仅需要高精度的结构动力学模型,还需要非线性气动力模型以及与之相适应的气动弹性分析模型。本文推导了刚柔耦合模型中气动力虚功的全新形式,将气动广义力视为系统非线性广义力的一部分,从而便于气动模型依据自身模型要求选择不同计算步长与求解格式,也有利于动力学方程的数值求解。提出了一种基于结构有限单元划分,采用二分法加密气动积分点的策略,从而有效地提高了气动载荷沿展向积分的精度。旋翼剖面气动力的计算分别采用准定常气动模型与非定常气动模型,桨盘入流分布则分别由线性入流模型与自由尾迹模型得到。此外,本文还采用CFD方法模拟了二维翼型附着流状态与动态失速状态时的流场分布,分析了翼型气动升力、阻力与力矩随流场的变化规律,探讨了气流分离对气动力的影响等。在建立了旋翼刚柔耦合动力学模型后,由于桨叶离心力的刚化作用以及桨叶剖面之间结构参数的差异较大,得到的动力学方程通常为一组非线性刚性微分方程。为求解这种方程组,本文比较研究了近些年来几种比较前沿的数值求解算法,包括精细积分法与显式、隐式欧拉方法。通过对这几种算法的求解精度与计算稳定性的对比,指出了各自的特点与适用范围。为解决传统Newton迭代方法计算效率低的问题,引入自适应Newton迭代过程,即仅在收敛速度变慢时更新隐式求解格式中的Jacobian矩阵,兼顾了求解精度与求解效率。同时为加快被积函数沿桨叶展向积分时的收敛速度,开发了一种基于外推方法的高斯积分算法,总体上改善了动力学方程数值求解的计算效率。旋翼振动载荷的计算依赖于旋翼动力学方程本身的求解精度。不仅如此,载荷计算方法也对载荷预测精度有重要影响。本文从理论上证明了反力法与力积分法的等价性,并依据二者的特点,提出了一种新的旋翼振动载荷计算混合方法。将桨叶任意位置处(载荷计算点)的结构振动载荷表示为有限元节点反力与单元内振动载荷叠加的形式,即节点力由反力法得到,而作用于载荷计算点到其所在单元的外节点桨叶段上的振动载荷则由力积分法计算。这种方法不仅避免了大跨度的积分引起的累积误差,也克服了反力法无法计算非节点处振动载荷的困难。以直升机飞行实测载荷数据为参考,采用混合法计算并分析了不同入流模型、气动模型以及桨叶动力学模型对旋翼振动载荷的影响等。