研究直升机的飞行特性能够使设计师初步了解该直升机的性能,那么在概念设计和初步设计阶段,设计师就可以权衡各个设计输入之间的利弊,从而可以设计出一款性能更为优良的直升机。本文以交叉式双旋翼直升机为研究对象,开展了交叉式双旋翼直升机飞行特性研究。本文首先以单旋翼自由尾迹方法为基础,引入了左旋翼与右旋翼之间的气动干扰,并结合叶素理论建立了交叉式双旋翼气动力计算模型。将模型计算结果与文献试验数据对比,发现气动力模型计算结果与文献试验结果吻合较好。其次,采用CFD方法计算了机身的气动力,分析了交叉式双旋翼直升机的操纵方式,并建立了交叉式双旋翼直升机飞行动力学模型。用文献中的飞行试验数据对模型进行了验证。再次,根据实际科研项目的需求,在模型验证机的基础上设计了一款直升机,以该直升机为算例样机开展了配平特性研究。分别计算了在旋翼轴夹角为12°、24°和36°时的配平计算结果和平衡状态下的旋翼需用功率。最后,针对算例样机的操稳特性展开了研究。在稳定性方面,发现算例样机横航向运动模态与常规直升机有较大不同,同时其滚转运动与偏航运动互相耦合。在操纵性方面,算例样机几个操纵通道之间存在操纵耦合,具体表现为垂向操纵输入会产生俯仰力矩,滚转操纵输入会产生偏航力矩以及航向操纵输入会产生滚转力矩。本文的研究成果对交叉式双旋翼直升机的设计有一定的参考价值。