直升机在军事及民用领域均具有重要的价值，有着广阔的应用前景，但是由于直升机的高度耦合性及非线性等特点，其稳定性及操纵性等相比定翼飞机而言较差，从而影响到直升机完成任务的能力和驾驶品质，而如何提高完成任务的能力和驾驶品质（即操纵性）等正是直升机飞行动力学研究的主要内容。该文针对单旋翼带尾桨直升机的动力学特性，重点研究了该直升机的仿射非线性飞行动力学建模及其仿真软件的设计，主要研究内容和研究成果包括： （1）综述并分析了单旋翼带尾桨直升机飞行动力学的研究现状及其数值仿真软件设计方法。 （2）针对单旋翼带尾桨直升机为一多刚体结构的特性，采用分体法分别建立了旋翼、尾桨、平尾及机身等各部分的飞行动力学模型，并将这些数学模型整合，推导出了全状态仿射非线性飞行动力学模型。 （3）针对单旋翼带尾桨直升机配平方程组的非线性及待配平量量级差异较大等特性，同时由于直升机的状态多变，很难具体确定待配平量的初始值，提出了一些新的算法如混合遗传算法等，实现了非线性方程组的大范围收敛，很好地解决了直升机的配平难题。 （4）针对本文推导出的仿射非线性飞行动力学模型，利用经典龙格库塔法得出直-×的操纵性，其结果与现阶段美国较成熟的Flightlab软件的计算结果比较吻合，验证了本文模型的精确性；同时利用小扰动原理对该模型进行了线性化，以分析直-×的稳定性。 （5）为了实现直升机飞行动力学模型的科学计算性、软件的可视性及便于操作性等有机统一，该文采用了以Matlab为计算内核，Visual Basic做操作界面的方法，良好的实现了该两种编译软件的结合，圆满地完成了直升机非线性飞行动力学仿真软件设计。