传统的直升机尾传动轴系的研究主要是以线性理论为主。然而,受到中间膜片联轴器连接方式、粘性阻尼器支承刚度等方面的影响,尾传动轴系在激励幅值较大时会逐渐呈现非线性的动力学特征,需要对尾传动轴系中存在的非线性进行研究。本文针对尾传动轴系开展线性和非线性模态试验,提出了基于标准模态试验数据识别尾传动轴系非线性模态参数的方法,结合有限元仿真以及模型修正技术,准确的识别出尾传动轴系存在的非线性,为进一步精确研究直升机尾传动轴系的动力学特性奠定了基础。论文的研究,对直升机的动力学设计具有重要的理论意义和重要的工程实用价值。本文的主要研究内容如下:(1)提出了基于频响函数识别直升机尾传动轴系非线性模态的方法,并通过仿真测试来定性和定量地验证非线性模态测试方法的准确性,最终将非线性模态测试方法应用于尾传动轴系的非线性模态参数识别。(2)按照从部件到整体的思路,先后对尾传动单根轴、连接后的尾传动轴系、阻尼器支承状态下的尾传动轴系开展低激励水平下的线性模态试验,并分别建立起尾传动轴系的有限元实体模型和简化模型。基于模态试验数据,验证了实体模型的精确性,同时对简化模型的相关参数进行修正,得到了在不同状态下准确的尾传动轴系简化模型。(3)在自由—自由状态下对尾传动轴系开展不同激励幅值下的非线性模态试验,分别沿水平和竖直方向激励轴系,识别出尾传动轴系连接处的非线性模态参数。在此基础上,结合建立的自由—自由状态下的尾传动轴系简化模型,识别出尾传动轴系连接处的非线性刚度参数。(4)在支承状态下对尾传动轴系开展不同激励幅值下的非线性模态试验,分别沿水平和竖直方向激励轴系,识别出尾传动轴系支承处的非线性模态参数。在此基础上,结合建立的支承状态下的尾传动轴系简化模型,进一步识别出其支承处的非线性刚度参数。