目前全球各领域小型无人直升机都已得到广泛应用，尤其对于军事领域，具有很广泛的应用前景。对于直升机来说，机翼是承载整个机体飞行的关键，对无人直升机机翼的研究决定了在飞行过程中直升机的可靠性以及其他各项性能。而复合材料由于具有高强度以及轻质的特点，在航空领域得到很好的应用。复合材料由于具有各向异性的特点，在受载时会产生大变形以及非线性的问题，因此对复合材料的上述相关问题进行研究具有非常重要的理论以及实际意义。　　本文主要研究先进复合材料悬臂层合板的振动特性问题，在研究过程中将复合材料层合板进行了简化分析，由于板一端固定三边自由，实际应用中对于小型无人直升机而言其机翼长度较其他两方向要大且机翼厚度较小，因此将机翼简化为悬臂板模型进行研究。本论文的主要研究内容如下。　　1)基于Reddy的高阶剪切变形板理论得出复合材料悬臂板的位移场，结合VonKarman所给出的大变形几何方程，得到了板的应变和位移的关系以及曲率和位移的关系，同时，根据Hamilton原理建立复合材料悬臂层合板的动力学偏微分方程。　　2)基于Matlab对层合板的振动微分方程进行求解，将板的试函数以及权函数选为了自由-自由板振型函数与悬臂板振型函数的组合从而提高计算精度，得到了板的固有振型以及固有频率，并在此基础上分析了各种载荷作用下板的振动响应问题。　　3)基于Abaqus对复合材料层合板的振动特性进行了仿真分析。利用Abaqus中的结构动力学分析模块，对层合板进行了模态、幅频特性以及响应分析，计算得到板在各载荷作用以及不同铺层角度下的响应情况，分析结果与Matlab分析结果对比良好。最后对层合板受离心载荷以及表面压强载荷作用下的强度进行了分析研究，得出了层合板各层应力情况。结果表明板在受载情况下各位置应力处于安全状态。