无人直升机不仅具有体积小、重量轻、成本低等特点，而且具有垂直起降、悬停以及超低空飞行等特殊飞行能力，因此无论是在民用领域，还是在军事领域无人直升机都具有广泛的应用前景。然而，直升机本身是一个高非线性、强耦合、不稳定的系统，使得其控制难度增大，而其控制律的研究又是以置信度较高的模型为基础。因此，研究无人直升机的动力学模型对其飞行控制技术而言具有重要的理论意义和实际的应用价值。无人直升机是一个包括旋翼、尾桨、机身、垂尾以及平尾等部件的多体动力学系统，其中关键的旋翼系统模型包括桨叶的气动模型、挥舞运动模型以及诱导速度模型等。本文在分析和综合涡流理论与叶素理论各自特点的基础上，提出了一种等效的简化方法对旋翼进行动力学建模。通过对旋翼的下游尾迹研究来构建桨盘的气动模型和诱导速度模型，采用桨盘平面法来建立桨叶挥舞运动模型。对于其它的气动部件，则仍然采用传统的建模方法对其进行建模。在模型的实现过程中，采用整体与局部兼顾方法计算桨叶微元的力和力矩、以正态分布近似描述旋翼的下洗流场、以整体思想精确计算挥舞角，最终得到旋翼和其它部件的力和力矩，从而建立无人直升机整体的非线性动力学模型。与此同时，论文还从算法和模型特性分析等方面验证了所构建模型的正确性与有效性。最后，在所建模型的基础上，采用RTX技术在Windows环境下实现了无人直升机动力学模型的实时仿真环境。系统是由两部分组成，其中前台是仿真控制台界面与遥控遥测界面，采用TRTD来创建此人机界面，主要功能是显示实时仿真参数、航迹以及历史曲线；而后台是基于RTX的实时仿真模型，主要是用来对无人直升机动力学模型进行解算。通过系统集成和飞控仿真，验证了本文所构建的无人直升机动力学模型的正确性和环境的有效性，达到了本课题的预期研究目标。