无铰式旋翼气动弹性分析是旋翼空气动力学及动力学研究中最复杂的问题之一。为了适应现代无铰式旋翼的发展要求,本文开展了无铰式旋翼气动弹性分析方法研究,解决了旋翼气动弹性综合建模与分析中的多项关键性问题,为提高无铰式旋翼气动弹性分析精度奠定了基础。本文首先基于Hodges几何精确梁理论,建立了适合于直升机旋翼气动弹性分析的桨叶动力学模型。在推导桨叶全本征动力学方程时,舍弃了中等变形梁理论中的阶次指令法则,采用罗德里格斯参数来表示桨叶剖面变形前后的转动量,从而避免了旋翼桨叶连续转动引起的奇点问题。最后构造了基于能量连续伽辽金法的3阶有限格式,将全本征方程离散为非线性状态空间偏微分方程。在上述桨叶动力学模型的基础上,针对无铰式旋翼,特别是新构型无铰式旋翼(如虎式直升机)根部多路传力的特点,细化处理桨叶边界条件。建立了旋翼系统其他主要部件(弹性轴承、桨毂柔性梁等)的动力学模型及各部件对接联系模型,并且以约束方程的形式保证了各部件之间的位移/力协调性。最后,耦合桨叶全本征动力学模型、Leishman-Beddoes非定常动态失速模型、Peters动态入流模型以及动力学边界约束方程,建立起无铰式旋翼气动弹性综合分析模型。根据以上所做的工作,利用Newmark平均速度法对气动弹性综合模型进行时间域离散,建立起稳态周期响应计算流程,获得了旋翼桨叶结构振动载荷,并且基于“瞬态响应分析法”研究了无铰式旋翼气动弹性稳定性问题。最后,本文进行了大量的算例验证研究,通过与国外理论分析、实验测试等结果对比,验证了本文模型在无铰式旋翼几何非线性大变形分析、模态及气动弹性响应计算、边界条件准确处理、桨叶振动载荷以及旋翼气动弹性稳定性等气动弹性综合分析的各个环节上的正确性。