随着近年来直升机技术的发展，减振主动控制研究一直是直升机工程中研究的重点内容之一，本文开展了后缘小翼型智能旋翼主动控制研究。　　 直升机前飞过程中，桨叶载荷是周期交变的，再加上非定常的气动环境，桨叶处于复杂的工作环境当中，智能旋翼的输入与输出间为复杂非线性关系。本文以线化系统理论，弹性桨叶动力学，线性入流理论为基础建立了直升机理论分析模型，提出了系统在线参数辨识卡尔曼滤波算法并给出了频域的控制信号结果。　　 进行智能旋翼特性分析，包括驱动机构原理，驱动机构布置，小翼布置，小型旋翼桨叶复合材料纤维铺层结构；计算了各典型剖面的特性参数，利用有限元方法对桨叶进行了桨叶动特性、稳定性分析，验证了试验桨叶方案的合理性，分析表明智能旋翼桨叶布局能有效的避开了频率共振点，能够满足桨叶强度及振动稳定性要求。　　 为了实现智能旋翼的振动试验，对后缘小翼测控系统进行了方案设计，研究了系统的可行性，确定了以AVRatmega128芯片主控的控制系统架构，构建了控制系统编程框架，进行了上位机及下位机软件编写，给出了小翼闭环控制算法实现。　　 以小型旋翼桨叶，AVR单片机控制系统为基础建立智能旋翼的小翼控制试验研究。对采集的智能旋翼小翼偏转角度信号进行硬件处理调试，进行下位机数模模数转换调试，上位机通信的调试，小翼的开闭环试验并给出结果分析。试验过程及结果为进一步的智能旋翼振动闭环控制提供经验支持。