现代直升机广泛采用飞行控制系统提高飞行品质，高精度的飞行动力学模型是设计飞行控制系统的基础。由于直升机的气动环境复杂、操纵耦合效应强，完全通过理论分析建立的直升机飞行动力学模型适用范围较窄。随着系统辨识理论的不断完善，采用参数辨识的方法建立直升机飞行动力学模型已成为一个重要的研究方向，并极大地促进了无人直升机技术的发展。本文对直升机飞行动力学参数辨识建模方法进行了研究。首先建立了一四旋翼直升机的全量运动方程，推导了在悬停状态下旋翼和机身的气动力计算公式，考虑动力系统的延时特性，建立了悬停状态下各姿态通道的参数化模型，在MATLAB/simulink仿真平台中进行了悬停配平计算；然后在最小二乘法中引入考虑有色噪声的辅助变量，对四旋翼直升机进行参数辨识建模。以一四旋翼航模直升机为实验平台，设计了数据采集模块和试验方案，分别对直升机俯仰、滚转、航向三个通道施加随机激励，采集直升机的响应信号，建立四旋翼直升机飞行动力学模型，并对辨识得到的模型进行了实验验证。在此基础上，进行了该四旋翼航模直升机控制律设计，制作了飞行控制器，并对此控制器进行了稳定性测试，初步验证了本文提出的辨识方法和模型的有效性。