采用旋翼变转速技术可以有效提高直升机飞行性能,但旋翼变转速后会引发较为严重的载荷问题。旋翼转速的降低会使直升机前进比增大,反流区扩张,进而增大桨叶载荷。降低的旋翼转速还会使桨叶挥舞方向和摆振方向频率比增大,桨叶变得更为“刚硬”,载荷同样也会增加。为研究桨叶载荷在旋翼转速变化过程中的规律,本文先以现有摆振柔软桨叶构成的无铰式和铰接式模型旋翼为试验对象,设计并实施了变转速模型旋翼初步载荷测量试验方案,对桨叶根部挥舞和摆振方向弯矩进行了测量。试验结果表明,当旋翼转速较低时,恰当幅度降低旋翼转速可以有效提升旋翼效率,同时,还可降低铰接式旋翼摆振方向前三阶弯矩、无铰式旋翼挥舞方向和摆振方向前三阶弯矩。当无铰式旋翼发生摆振一阶共振时,桨叶摆振一阶弯矩幅值较大,且显著影响摆振二阶、挥舞一阶和挥舞二阶弯矩。鉴于目前采用旋翼变转速技术的直升机旋翼多为刚性结构,本文设计了一种复合材料桨叶。在旋翼的工作转速下,加入桨毂后的桨叶挥舞方向与摆振方向一阶频率比均达到刚性要求。为获得刚性旋翼桨叶叶根部载荷、小拉杆载荷和桨叶表面挥舞方向载荷在旋翼转速变化过程中的规律,本文针对所设计的刚性旋翼,对变转速模型旋翼初步试验方案进行了改进,设计了一套刚性变转速旋翼试验方案,试验系统包含旋翼系统、数据采集传输系统、操控系统和驱动系统等子系统。根据加入桨毂后的桨叶模态特性、桨尖马赫数的限制以及旋翼前进比的要求,选定了试验旋翼转速和风洞风速变化范围。