直升机作为航空器中的重要组成部分,因其具有轻便灵活、垂直起降和空中悬停等优点,使得它广泛的应用于国民经济和国防建设当中。传动系统是直升机的三大关键动部件之一,尾传动系统是直升机传动系统重要的子系统,若尾传动系统存在设计或制造缺陷,在传动轴高速旋转工作下,会引起强烈的振动,致使机械部件损坏。本文对某轻型直升机尾传动系统的动力学特性进行分析,为改善直升机动态性能和优化直升机传动系统的结构提供必要的理论依据。本文首先使用有限元分析方法对直升机尾传动系统的动力学特性进行了分析。应用PRO/E三维建模软件完成了尾传动系统主要部件的实体模型的建立,建立了直升机尾传动系统中轴段、轴承、齿轮啮合和尾桨的等效动力学模型。同时,使用ANSYS软件的APDL参数化建模语言建立了直升机尾传动系统的有限元模型,对直升机尾传动系统的水平轴段进行弯曲振动模态分析,并分析了支承数量、支承刚度和质量对弯曲模态的影响以及扭矩及尾桨推力对尾传动系统模态的影响。最后,通过绘制坎贝尔图获得尾传动系统的水平轴段的临界转速。对尾桨轴和尾传动系统分别进行弯曲振动和扭转振动的谐响应分析,得到不平衡载荷作用下的频率响应曲线。通过研究得出,尾传动系统的固有频率随着结构和参数的改变而发生变化,减小支承跨距可以显著提高固有频率；增加支承刚度可以提高尾传动系统的固有频率,当支承刚度远大于传动轴的弯曲刚度时,可以将其视为刚性支承；增加质量可以降低系统的固有频率,特别的,在传动系统某阶振型值最大的位置增加质量可以有效的降低该阶固有频率。在扭矩以及尾桨推力作用下,尾传动系统的固有频率有所降低,降低的幅度较小。本文研究的轻型直升机尾传动系统的工作状态为亚临界转速下工作。在受到稳态不平衡载荷作用时,直升机的尾传动系统产生相应的不平衡响应,并且当激励载荷的频率接近系统的固有频率时,不平衡响应达到峰值。