Les charges dynamiques transmises par le rotor au fuselage, par les vibrations qu’elles génèrent,dégradent la durée de vie des composants et le confort des passagers. Une méthode prometteusemais encore non exploitée par les hélicoptéristes consiste à introduire des couplagesflexion-torsion au sein des pales de façon à modifier les efforts aérodynamiques instationnairesqui les sollicitent.Cette thèse étudie l’apport des couplages aéroélastiques sur les charges dynamiques. Pour cela, unmodèle aéroélastique de rotor isolé est développé. Le modèle élastique est basé sur l’association dela formulation par repère flottant à la méthode des modes prescrits. La base de déformation considéréeest issue de modèles éléments-finis hautes précisions. Le comportement aérodynamique durotor est décrit à partir d’un modèle de vitesse induite multi-harmonique ainsi qu’un modèle deportance basé sur la théorie de l’élément de pale.Le modèle aéroélastique est validé par comparaison avec un logiciel de calcul aéromécanique(HOST) ainsi que par comparaison avec des résultats expérimentaux issus d’essais en vol. Dansun second temps, une étude de l’influence des paramètres de définition du rotor sur les chargesdynamiques est réalisée.Pour finir, des couplages flexion-torsion sont introduits sur la pale à partir de l’anisotropie despales composites ou encore de masses non structurelles déportées par rapport au centre de torsiondes sections. Une étude analytique de ces couplages est réalisée, puis le modèle aéroélastiquecomplet est utilisé pour évaluer leur apport sur les charges dynamiques transmises par le rotor.Des réductions significatives sont observées, démontrant ainsi le potentiel de cette technique etouvrant la voie à des études expérimentales. / Vibrations generated by dynamic loads transmitted from rotor to fuselage degrade components’life and passenger comfort. A promising method not yet exploited in helicopters is introducingflexural-torsional couplings on the blade to correct unsteady aerodynamic forces.To assess this method, an isolated rotor aeroelastic model is elaborated. The elastic model combinesthe floating frame approach with the prescribed mode method. The modal basis stems fromhigh precision finite element models. The rotor’s aerodynamic behaviour is described using amulti-harmonic induced velocity model and the blade element method. The aeroelastic modelis validated first through comparison with software aeromechanics calculation (HOST) and experimentalresults from flight tests and second through a study of the influence of aerodynamicparameters on rotor dynamic loads.Finally, bending-torsion couplings are made on the blade by introducing anisotropy of the compositeblades or non-structural mass offset relative to the sections centre of torsion. An analyticalstudy of these couplings is performed, followed by a full aeroelastic modelling to evaluate theircontribution to dynamic loads transmitted by the rotor. Significant reductions are observed, demonstratingthe potential of this technique and paving the way for experimental studies.