本文以复合式高速直升机为研究对象,采用理论与试验相结合的方法,对复合式高速直升机的高前进比旋翼的气动特性、低速飞行状态下的旋翼/机翼气动干扰、涵道风扇矢量推进系统的气动特性以及复合式高速直升机的操纵策略等关键技术问题进行了研究。提出一种前进比高达0.8的旋翼气动特性分析方法,该方法针对高前进比旋翼反流区严重的特点,建立了包括前行桨叶压缩性、后行桨叶严重失速效应和桨叶偏流作用的旋翼气动力模型以及与之相适应的时变非均布旋翼诱导速度模型和桨叶非定常挥舞运动模型。应用该方法,以H-34旋翼为例计算了该旋翼在高前进比状态下的气动性能,并与风洞试验数据进行对比验证,结果合理。在此基础上,进一步分析了反流区对高前进比旋翼气动特性以及对桨叶剖面迎角和升力、阻力系数分布的影响。从理论和实验两方面对复合式高速直升机悬停及小速度前飞状态的旋翼/机翼气动干扰进行研究。建立了适合复合式高速直升机旋翼/机翼气动干扰研究的理论方法,该方法考虑旋翼尾迹涡的粘性效应和畸变效应以及桨尖涡卷起效应的旋翼自由尾迹模型,用源面元和偶极子面元建立机翼模型,以计入机翼厚度和升力效应。在实验研究中,通过复合式高速直升机的模型风洞试验,研究悬停以及小速度前飞状态下旋翼与机翼之间的气动干扰,发现机翼对旋翼的气动干扰与旋翼桨盘载荷、旋翼/机翼相对距离及风速大小有关,而旋翼对机翼的气动干扰效应不仅与旋翼的桨盘载荷、旋翼/机翼相对距离及风速大小有关,而且与机翼后缘襟副翼的偏角大小(反映机翼弯度)有关。最后用试验结果验证理论方法。以动量理论、叶素理论和涡流理论为基础,建立了涵道风扇矢量推进系统的风扇、涵道以及舵面气动模型,并针对斜流引起涵道唇口的不对称绕流,提出了斜流状态涵道产生气动力矩的建模方法,形成了涵道风扇矢量推进系统的气动特性分析模型。并用试验数据对理论计算结果进行验证。最后,通过复合式高速直升机在稳态飞行状态的操纵策略研究操纵冗余问题。以复合式高速直升机UH-60L/VTDP为样机,建立飞行动力学模型,采用二次序列规划的优化方法对悬停至370km/h高速飞行的各种状态进行配平优化,得到复合式高速直升机在不同速度下稳定飞行的操纵量、姿态及升力与推力随飞行速度的变化关系。结果表明,在悬停小速度时,复合式高速直升机主要由旋翼来提供升力和推进力,矢量推进系统起到类似于直升机尾桨的提供反扭矩的作用;随着飞行速度的增加,旋翼逐步卸载,机翼逐步承载,最大速度时旋翼只承担约40%的升力,而机翼承担了约60%的升力,且推力几乎完全由推进器来承担,解决了复合式高速直升机配平中存在的操纵冗余问题。