无人直升机因具备独特飞行性能而应用前景广阔，其研制关键在于飞行控制系统。动力学模型不仅构成飞行控制设计的基础，也是动力学特性研究和飞行品质分析的重要依据。但由于非定常气动特性等问题，无人直升机难于准确建模。论文从直升机操纵品质角度，提出了模态分割方法（modes partition method，MPM）动力学辨识建模思路，及其具体应用方式“定阶次模态分割频域辨识方法”和“不定阶次模态分割频域辨识方法”。论文工作包括：提出了模态参数辨识思路，即基于外特性的模态参数辨识、模态分割模型和直升机基本动力学模型结构。通过建立由1阶环节、2阶环节、比例环节和等效延时4类模态参数构成的模态分割模型，克服了建模过程中模型阶次与动力学特性表征的冲突，并回避了对非定常气动特性及子系统的量化。建立了小型无人直升机主通道动力学模型结构。将配有Bell-Hiller稳定小翼、偏航阻尼器和发动机转速控制器等增稳设备的无人直升机看作总体外特性相对确定的“机械-气动-电子”大系统。通过对主旋翼和尾旋翼系统的机理分析，建立悬停状态下滚转、俯仰、偏航和总距的主通道模型结构。分析了直升机的耦合特性。利用扫频实验主、副通道指令在幅值、频率和连续性方面的差异性，通过耦合相关函数分析了直升机耦合特性在实验数据中的表现情况。针对耦合明显的总距通道建立了耦合补偿模型结构，用于配合主通道模型构成直升机基本动力学模型。辨识得到了基本动力学模型。以GA和PSO两种算法从扫频实验数据中得到各通道动力学模型，其中主通道模型代价函数最大值J≤2.9046，超过CIFER(?)的J <50“一致”标准。通过时域验证检验了辨识模型的有效性，发现主通道模型即可有效匹配直升机动力学特性。在基于主通道模型设计的PI控制律作用下，直升机在方波跟随和机动飞行状态下的航向角误差分别小于±3°和±10°。研究结果表明，MPM的模态参数辨识思路可行，所辨识模型有利于提高飞行控制精度，并简化飞行控制律设计。