为研究直升机桨叶扬起下坠接触过程动力学问题,本文根据Hamilton原理建立了桨叶扬起下坠过程的动力学方程,用有限单元法将桨叶离散成若干个梁单元,得到了桨叶的总质量矩阵、刚度矩阵、阻尼矩阵和外载荷向量,用Newmark积分法求解了桨叶扬起下坠过程的动响应。用三种不同模型模拟了桨叶与限动块间的碰撞,分析了不同模型时桨叶扬起下坠过程的动响应。(1)用带阻尼器的条件铰弹簧模拟了桨叶与限动块间的碰撞,动响应计算结果与试验值吻合的很好,桨尖最大负向位移误差为2.13%,响应时间误差为7.18%。对比了不同铰弹簧刚度、阻尼比和积分步长对接触力矩的影响,结果表明,相同的积分步长时,铰弹簧刚度对计算收敛性影响较大;阻尼比对接触力矩的幅值影响很小;积分步长越小,计算结果收敛性越好,但计算效率却大大下降。(2)用两个弹性小球等效了桨叶与限动块间的碰撞,建立了含有刚度和粘滞阻尼的等效碰撞模型,动响应计算结果与试验值吻合的很好,桨尖最大负向位移误差为2.07%,响应时间误差为7.40%。对比了不同刚度的弹性小球对桨叶动响应的影响,结果表明,不同刚度弹性小球的计算结果差距很小。(3)建立了桨叶三维有限元模型,并做了隐—显式动力学分析,动响应计算结果与试验值吻合的很好,桨尖最大负向位移预测精度提高,响应时间误差减小;最大接触力矩略小于另外两种模型,碰撞持续时间更长。对比了不同的碰撞初始角对桨叶动响应的影响,结果表明,随着碰撞初始角的增加,其最大接触力矩先增大后减小。