直升机结构响应主动控制是一种控制效果好、适应性强的先进振动主动控制技术，目前在国外一些直升机型号上已经应用。国内也在积极推广该技术的工程应用，然而在飞行试验中，对于所采用的时域控制算法，多次出现了控制不稳定情况。经分析，认为直升机在实际飞行时，旋翼旋转等因素导致的直升机传递特性变化是影响控制稳定性的可能原因。为此，本文从建模、仿真、试验三个层面开展了直升机传递特性变化对结构响应主动控制的影响研究，主要研究工作包括：　　1、以直-11直升机为参考，建立了安装有旋翼和主减速器的直升机机体有限元模型，基于模态分析，利用模态叠加法计算了主通道和误差通道的频率响应，进一步计算获得了旋翼位于不同方位角处的主通道和误差通道传递函数。计算结果表明，对于正常重量的桨叶，不同位置时传递函数的差别较小。　　2、根据旋翼不同转速、不同桨叶质量、质量慢变及质量突变等因素对直升机传递特性的影响，进行了基于时域自适应控制算法的振动主动控制仿真。通过对仿真结果的分析，总结得到了直升机传递特性变化对振动主动控制的影响规律。在各影响因素中，较大重量的桨叶在旋转情况下对振动控制效果影响较大。　　3、搭建了直升机旋翼/机身试验平台，通过试验实测，辨识得到了旋翼位于不同方位角处的主通道及误差通道传递函数；进一步模拟了直升机前飞状态，在此状态下进行了基于时域自适应控制算法的振动主动控制试验，试验结果表明旋翼旋转对结构响应主动控制影响较小。