直升机的广泛应用对直升机的性能提出了更高的要求,变转速旋翼概念重获关注。通过降低旋翼的转速,提高直升机的前飞速度,最大升限,降低需用功率,降低油耗,增加航时航程,扩展飞行包线,是直升机发展历程的一个重大突破。同时,旋翼转速的变化也可能会带来一些问题,旋翼转速降低,桨盘两侧的气流不对称加剧,反流区加大等因素会影响到旋翼的振动问题。本文建立了直升机的飞行力学模型,以黑鹰直升机为研究对象,旋翼气动力以叶素理论为基础,考虑反流区的影响,结合机身、尾桨、平尾和垂尾模型,进行直升机的全机配平,并与黑鹰直升机的飞行试验数据做对比,验证飞行力学模型的准确性。在此基础上,通过降低旋翼的转速研究旋翼转速变化后,直升机操纵量和姿态角的变化规律。除此以外,本文针对黑鹰直升机的需用功率进行计算,总结和归纳了变转速条件下直升机需用功率的变化规律并讨论和分析其原因。针对直升机振动载荷的研究,本文基于大变形梁模型建立桨叶的结构模型,结合线性入流、粘性涡粒子法和二维非定常气动力模型建立旋翼气动模型,并利用哈密顿变分原理建立了旋翼气动结构耦合动力学模型。在载荷计算方面,采用将反力法和力积分法相结合的混合法。以小羚羊直升机为算例,验证了动力学模型和载荷计算方法的准确性和有效性。最后对转速变化条件下的黑鹰直升机的旋翼振动载荷进行了计算,研究桨叶振动载荷的变化规律并分析变化的原因。