尾坐式共轴旋翼飞行器是一种新构型飞行器,具有垂直起降和高速前飞的能力,是当前舰载无人机研究发展的新方向。本文通过建立尾坐式共轴旋翼飞行器的飞行动力学模型,对其飞行动力学特性进行了研究。首先基于机理建模方法建立了其飞行动力学模型。采用叶素理论建立旋翼气动力模型,通过动态入流理论获取旋翼诱导速度;利用CFD仿真得到整机在迎角大范围变化时的升力、阻力和力矩特性,并建立了整机的准定常非线性气动力模型;建立了发动机、起落架的动力学模型;综合以上模型,建立了飞行器的全量六自由度非线性飞行动力学模型。其次,对飞行器进行定常飞行配平计算,得到飞行器前飞和侧飞时的配平特性;通过计算操纵功效,分析得到飞行器在直升机模式、过渡模式和飞机模式下的操纵策略。再次,根据小扰动假设,对非线性飞行动力学模型作线化处理,得到该飞行器运动的线性状态方程,分析了飞行器纵横向模态稳定性的变化特点;通过计算飞行器的非线性操纵响应,分析了各通道操纵的耦合特性。最后,通过理论方法计算了飞行器的风限图,结合侧向配平结果分析并总结出一套该飞行器的可行着舰策略。利用MATLAB/FlightGear联合仿真技术,对飞行器进行了可视化飞行仿真,仿真结果验证了飞行动力学模型的有效性。