无轴承旋翼由于具有结构简单、维护性好、操纵功效高的特点而被广泛应用于新一代直升机。在无轴承旋翼系统中,依靠桨根复合材料柔性梁的弹性变形实现桨叶的挥-摆-扭运动,通过安装具有非线性动力学特性的粘弹减摆器提高旋翼系统的气弹稳定性,这增加了桨叶各方向运动之间的耦合,增加了无轴承旋翼系统气弹动力学分析的复杂性。本文以无轴承旋翼直升机的气弹稳定性为研究方向,提出了含不同桨尖形状和粘弹减摆器的无轴承旋翼/机体耦合系统的气弹动力学分析模型和瞬态求解方法,研究了桨尖形状对无轴承旋翼/机体耦合系统气弹稳定性的影响,提出了识别非线性迟滞气弹动力学模型参数的改进粒子群算法,研究了粘弹减摆器的非线性动力学特性对无轴承旋翼/机体耦合系统气弹稳定性的影响。本文基于Hamilton原理推导了无轴承旋翼/机体耦合系统的气弹动力学方程,依据无轴承旋翼桨叶的构型特点对动力学方程有限元离散,并通过单元组集得到无轴承旋翼/机体耦合系统的有限元方程,形成了用于无轴承旋翼/机体耦合系统气弹稳定性分析的计算模型。在建模过程中,重点研究了由于无轴承旋翼的结构特点引起的三个特殊问题。为了研究气弹动力学模型中的非线性特性对稳定性的影响,本文提出了研究旋翼/机体耦合系统气弹稳定性的瞬态求解方法。该方法利用Newmark-Newton-Raphson方法计算系统的瞬态响应,采用加汉宁窗的移动矩形窗方法识别旋翼后退型摆振模态的阻尼,确定旋翼/机体耦合系统的稳定性。通过比较计算结果与试验结果,验证了本文计算模型和求解方法的准确性。本文考虑桨尖后掠、下反和尖削对旋翼气弹动力学方程的影响,提出了桨尖部分的气弹动力学模型。本文利用非线性变换矩阵,实现桨尖单元与桨叶单元的组集,推导了含不同桨尖形状的无轴承旋翼/机体耦合系统的气弹动力学方程,系统研究了桨尖前掠、后掠、上反、下反、组合变形和尖削对无轴承旋翼/机体耦合系统气弹稳定性的影响。本文提出了识别非线性迟滞气弹动力学模型参数的改进粒子群算法。该算法通过定义特殊的适应度函数,改进了标准粒子群算法“早熟”收敛和容易陷入局部极值的缺点,提高了算法的收敛速度和识别精度。将改进粒子群算法用于识别粘弹减摆器非线性滞弹位移场(Anelastic Displacement Field,ADF)模型和Leishman-Beddoes(LB)动态失速模型的参数,并将识别结果与标准粒子群算法的识别结果进行比较,验证了改进算法的准确性和优越性。本文依据无轴承旋翼的构型特点,将粘弹减摆器ADF模型集成到无轴承旋翼/机体耦合系统中,推导了无轴承旋翼/粘弹减摆器/机体耦合系统的气弹动力学方程,利用建立的瞬态求解方法研究了粘弹减摆器的非线性动力学特性对无轴承旋翼/机体耦合系统气弹稳定性的影响,计算了在不同状态下旋翼后退型摆振模态、桨叶摆振模态和机体滚转模态的瞬态响应,分析了粘弹减摆器结构参数对无轴承旋翼/机体耦合系统稳定性的影响。