直升机以其飞行灵活性通用于世,但也伴随着一些特有的问题如:振动水平高、噪声大和严重的结构疲劳问题。旋翼是直升机的主要激振源和噪声源。低振动、低噪声是直升机旋翼设计所追求的重要目标。目前,旋翼减振降噪设计技术仍然是直升机工程设计中尚未完全攻克的核心关键技术之一。本文运用现代优化技术,建立了一种旋翼多学科综合设计方法,旨在通过高效集成的设计信息交互策略,消除学科间的孤立描述,实现多学科的协同耦合关系,最终实现直升机旋翼减振、降噪、提高寿命等的设计目标。本文研究旋翼多学科优化设计方法具有重要的科学理论意义和工程应用价值。旋翼系统设计是涉及多个学科门类的复杂工作,是典型的多学科综合设计问题。为此,本文研究着力发展了精度可靠、合理匹配的旋翼多学科理论分析模型,并将旋翼空气动力学、结构动力学、气动声学、疲劳强度和飞行力学配平等多学科模块有效集成。最后,采用多学科设计优化（MDO）技术,解决了旋翼多个学科设计和综合优化问题。本文重点开展了旋翼多学科综合分析模型、计算方法和验证研究,建立了气弹框架下的旋翼多学科综合分析方法:（1）在桨叶结构模型部分,发展了基于中等变形梁理论并考虑了剪切自由度和先进几何外形（前冲/后掠、下反）的全耦合19自由度有限元折梁模型,提高了先进几何外形桨叶位移、应变能、动能等动力学描述的准确性;为进一步提高计算效率,采用了六点高斯积分梁单元以减少结构模型的自由度。（2）在桨叶气动力模型部分,建立了采用L-B动态失速模型、Johnson自由尾迹的桨叶气动模型;并构造了内外两层循环实现旋翼空气动力学/结构动力学/飞行力学配平的耦合求解,其中内层气弹周期响应计算采用了三节点五阶埃米特格式的时间有限方法,外层配平迭代采用了Newton-Raphson方法。（3）在气动噪声模型部分,根据气弹耦合分析得到的气动载荷信息采用谐波法计算旋翼远场噪声。（4）在强度评估部分,根据桨叶剖面动载荷与运动信息,采用中等变形梁理论计算剖面应力,实现对桨叶的安全疲劳寿命的评估。最后以SA349/2直升机中等速度前飞状态为例,对动力学模块进行了验证;以UH-1直升机旋翼为例对噪声计算模块进行了验证;结果吻合度良好,表明了本文多学科分析方法的正确性;本研究提高了旋翼多学科综合分析的能力。为了进一步提高旋翼多学科分析中气动力计算精度这一关键问题,本文采用松耦合策略发展了CFD/CSD耦合分析方法,并以增量法将CFD计算得到的旋翼气动载荷引入气弹综合分析中。CFD模块采用动力学综合分析代码输出的配平解、响应信息、驱动和更新旋翼网格,并将CFD气动力构造成增量的形式以传递给综合分析模块;耦合计算收敛的标志是特征剖面气动系数增量。根据收敛后的CFD流场及载荷信息采用Lighthill声类比方法重新计算了旋翼噪声,并将气动载荷/结构载荷/噪声计算结果与综合分析代码的计算结果做对比,加深了对旋翼载荷/气动/噪声问题的理解。通过SA349/2直升机在小速度和中等速度前飞状态下的算例分析,验证了该CFD/CSD耦合策略的有效性和耦合算法的稳定性。在后续的多学科优化设计方法研究中,基于旋翼多学科综合分析模型和CFD预定气动载荷,进行了旋翼多学科优化设计研究,提出了解决旋翼多学科优化问题的多级策略。（1）建立了高精度的面向工程设计的桨叶剖面参数化模型,实现了有效设计空间的定义,准确描述了工程设计约束,提高了优化设计方案的工程可行性。（2）提出并构建了直升机旋翼多学科优化设计的方法和实施流程,实现了以桨叶敏感段的结构设计参数和气动外形设计参数（前冲/后掠角、上反/下反角、弦长配置等）为优化设计变量;以旋翼减振、降噪及削减疲劳应力、减重等为优化目标;以旋翼性能、固有频率配置和气弹稳定性等为约束条件的优化流程;采用多种群遗传算法实现旋翼多学科设计的全局寻优。（3）利用本文提出的多学优化设计方法,分别完成对某型工程旋翼的减振/减重/提高结构疲劳寿命优化设计和某缩比模型旋翼的减振/降噪优化设计,解决了其桨叶设计中的问题,同时也验证了本文方法的有效性。最后,本文还针对一种通过转速调制和引入摆振-变距耦合实现旋翼姿态操纵的无自动倾斜器新构型旋翼,开展了动力学基础理论的研究,建立了非线性动力学综合分析模型,进行了模态分析、模态阻尼识别、悬停动响应/稳定性分析、前飞配平/稳定性分析,揭示了其动力学耦合机理、基本动力学特性和气弹稳定性特征,为这种新构型旋翼的设计提供了基础理论。