飞行品质已成为直升机的主要设计指标之一,准确高效的直升机飞行动力学模型是开展飞行品质设计和评估的前提和关键,而旋翼尾迹模型是飞行动力学建模的核心,直接影响模型的准确性和计算效率。本文针对一种适用于稳定和机动飞行的动态尾迹模型开展研究,为提高飞行动力学模型的准确性和计算效率提供一种新的选择,对飞行品质分析、飞行仿真具有重要应用价值。首先对研究的背景以及意义进行了介绍,回顾了旋翼尾迹模型发展的历史进程,阐明了现有研究中存在的一些问题,明确了本文研究工作的重要性和必要性。其次提出了一种8自由度的椭圆涡环单元来描述旋翼尾迹,建立了椭圆涡环单元的生成模型以及运动方程,基于最小二乘法推导了涡环单元的速度识别方法,以此为基础建立了一种新的旋翼动态尾迹模型。接着结合动态入流模型、圆形涡环尾迹模型以及风洞试验数据对本文模型进行了验证。然后为了降低尾迹模型的状态量,提出了基于有限元思想的状态量缩减方法,并将缩减后的模型与原模型进行了对比验证。最后研究了本文模型与飞行动力学模型的耦合集成方法,进行了直升机配平和动态响应特性的计算分析,并与已有模型结果和飞行试验数据进行了对比。结果表明,本文模型能够捕捉主要的旋翼尾迹畸变效应;在稳定和机动状态下均具有较高的准确性;状态缩减尾迹模型状态量个数得到了有效地降低,与原模型相比准确性并未显著降低。