旋翼作为直升机的关键部件之一,工作在复杂的流场环境下,改善和提高旋翼的气动效果一直是直升机旋翼研究的热点。相对于传统的矩形桨叶,后掠桨尖旋翼能够减弱前行桨叶周围空气的压缩性,延缓前行桨叶激波的发生,从而提高前行桨叶的阻力发散马赫数,提升旋翼的气动性能。同时,桨尖后掠会导致桨叶弦向重心后移,从而加强了旋翼的气弹耦合效应,导致桨叶容易出现动力学不稳定性问题。基于多体动力学和Hamilton原理,以中等变形梁单元模型作为桨叶结构模型,二维剖面准定常气动力模型作为桨叶气动力模型,Dress线性入流模型和非线性广义动态入流模型作为旋翼入流模型,建立了后掠桨尖旋翼的气弹耦合动力学分析模型。通过NASA的2MRTS旋翼实验数据,验证了非线性广义动态入流模型的精度。以BO105旋翼桨叶模型,验证了本文所建旋翼气弹耦合动力学模型的准确性。基于BO105旋翼桨叶模型的参数,开展了桨尖后掠对旋翼动特性、动载荷和气弹稳定性影响的数值分析研究。分析结果表明:桨叶一阶扭转频率随桨尖后掠角度的增大而增大,同时桨尖后掠对于桨叶剖面的扭转载荷影响较大,而且桨叶一阶摆振阻尼随后掠角的增大而减小。最后设计了一套基于形状记忆合金丝驱动的且可实现桨尖变后掠的驱动机构,详细介绍了形状记忆合金驱动器实现桨尖变后掠的工作原理以及驱动器的结构设计过程,并且通过ANSYS有限元数值软件对驱动器关键部件进行了强度和刚度校核分析。