共轴刚性高速直升机采用了共轴刚性旋翼、复合推力等先进技术,大幅提高了直升机的飞行速度。但是它存在的气动干扰复杂和操纵冗余等问题,对其飞行特性有重要影响。本文针对共轴刚性旋翼高速直升机飞行动力学建模和冗余操纵策略进行了研究,为其飞行特性分析提供方法和技术支撑。首先建立了共轴刚性旋翼高速直升机的飞行动力学模型。针对共轴刚性旋翼建模中旋翼间气动干扰问题,引入了上、下旋翼入流系数干扰因子对Pitt-Peters动态入流模型进行了共轴双旋翼增广,采用涡环尾迹模型计算了干扰因子。针对刚性桨叶的一阶挥舞运动,采用等效挥舞偏置和挥舞约束弹簧的方式建立了刚性桨叶等效挥舞运动方程。接着,对机身、平尾、垂尾、推力螺旋桨进行了建模,将其与机体运动方程结合,完成了飞行动力学建模。随后以XH-59A为样例直升机,采用飞行试验数据对直升机飞行模式进行了配平验证。针对复合推力高速飞行模式的冗余操纵下的配平问题,以需用功率最小为目标,操纵行程、操纵极性、桨毂力矩和稳定性的限制为约束,制定了俯仰姿态、升降舵、横向周期变距差动、旋翼转速的配平策略。研究了以俯仰桨毂力矩抑制为目标,操纵性为约束的俯仰操纵分配设计方法;以操纵功效为目标,设计了偏航操纵分配。最后基于制定的配平策略和操纵策略,对共轴刚性旋翼高速直升机的气动导数和操纵导数随飞行速度变化规律进行了分析,并对其稳定性和操纵性进行了评估。