直升机旋翼气动载荷及其响应预测是直升机空气动力学及动力学中最复杂的问题之一,预估的准确度低。为了适应现代先进直升机的设计要求,本文研究旋翼综合气弹分析方法,解决旋翼载荷预测中的关键技术问题,特别是机动飞行状态下旋翼载荷的分析方法,为提高旋翼动载荷预测精度及旋翼动力学设计水平打下理论基础。本文的主要研究工作如下:　　发展了适用于低马赫翼型气动载荷研究的二维翼型非定常动态失速气动模型,在此基础上建立了翼型气弹系统分析模型,并采用该模型对翼型的失速颤振特性进行了研究。针对低马赫数条件下 Leishman-Beddoes(L-B)非定常动态失速模型预测翼型气动载荷失准的问题,在研究动态失速涡运动对翼型气动载荷影响的基础上,采用状态空间法对L-B修正模型进行了修正。低马赫数条件下翼型气动载荷试验结果验证了修正 L-B模型,而隐式 Newmark状态空间数值积分法有效地解决了求解过程中数值积分不稳定问题。与机翼颤振试验数据的对比验证了翼型气弹系统分析模型的正确性。基于该模型,并采用非线性分岔理论对翼型失速颤振的研究可知,动态失速是造成失速颤振发生的主要原因,而失速颤振发生时,系统会产生以极限环幅值突变为特征的折叠分岔。　　提出了一种新的旋翼自由尾迹算法,即显式修正二阶向后差分预测-修正(Predictor-Corrector 2nd Backward Difference,PC2B)算法。基于该算法,建立了时间精确旋翼自由尾迹模型,并采用该模型对操纵条件下旋翼非定常气动特性进行了研究。根据对显式修正PC2B算法的修正方程分析可知,算法中的隐式数值耗散项可抑制数值扰动引起的不稳定性,并且数值实验进一步验证了该算法的稳定性,而显式格式的算法可以有效地提高旋翼尾迹几何的求解效率。操纵条件下旋翼非定常气动试验验证了模型的正确性,并在此基础上对急停状态旋翼气动特性进行了研究,得出了一些有意义的结论。　　建立了适用于桨叶大变形分析的旋翼桨叶动力学模型。基于几何精确旋转梁理论,推导了旋翼桨叶动力学方程。由于在推导动力学方程的过程中采用了混合变分法,因此方程具有弱形式,并且方程矩阵具有极高的稀疏性,而这种稀疏性有利于旋翼桨叶动力学方程求解效率的提高。与复合材料大变形梁静力学试验结果对比可知,本文所建立的旋翼桨叶动力学模型是有效的,在复合材料梁处于大变形情况下仍能给出较为准确的结果,而对旋转梁动力学响应的分析表明,桨叶动力学模型具有良好的适用性,适用于不同构型旋翼的动力学特性研究。　　基于上述旋翼气动及动力学模型,建立了适用于机动飞行状态旋翼载荷预测及研究的旋翼综合气弹分析模型。为了保持稳态飞行及机动飞行求解的一致性,综合分析模型中旋翼自由尾迹与桨叶动力学模型采用紧耦合的形式。为了验证旋翼综合气弹分析模型,对UH-60A直升机稳态高速飞行及急拉杆机动飞行旋翼载荷进行了计算及分析。与飞行测试结果对比表明,本文所建立综合分析方法是正确的,能够有效地预测稳态飞行及机动飞行状态旋翼载荷的变化趋势,而对机动飞行过程中复杂的气动特性,如动态失速,本文所建立的模型仍能较为准确地进行预测,并得到了一些新的结论。