本文主要研究了四旋翼飞行器在内部不确定动态以及外部扰动影响下的姿态控制问题。四旋翼飞行器的控制问题一般可分为:姿态控制、位置控制、轨迹跟踪控制、自主飞行控制。为了满足四旋翼飞行器一系列的实际应用与任务要求,高精度的姿态控制至关重要,同时也是其它另外三种控制问题的前提。尤其是在室外环境下工作时,四旋翼飞行器容易受到外部扰动的主要组成部分——风扰的影响。传统上,为了简化处理分析,常常对四旋翼飞行器的系统模型进行大量的线性化,并且忽略外界风扰的存在。实际上,在四旋翼飞行器的飞行过程中,外界风扰会显著降低其自身的姿态控制性能,并且,传统的线性控制器在外部风扰的影响下难以实现高精度的姿态控制。因此,寻找一种更加合适的控制器来保证在内部不确定动态以及外界风扰的影响下仍然具有高精度的姿态控制效果是四旋翼飞行器相关研究领域内迫切需要解决的问题。首先,介绍了四旋翼飞行器的应用背景、研究现状以及飞行控制问题中目前存在的难点与挑战,说明了本文所研究内容的实际意义。另外,还概述了在本文四旋翼飞行器姿态控制算法设计中所涉及到的相关控制技术,如PID控制技术、自抗扰控制技术、滑模变结构控制技术。其次,对四旋翼飞行器的基本结构、工作原理、坐标系的建立以及坐标变换关系进行详细的阐述,通过其飞行原理建立了四旋翼飞行器的动力学系统数学模型,并对建立的系统模型进行了处理与分析,为下一步四旋翼飞行器姿态控制的理论设计奠定基础。再次,针对在实际飞行环境中,四旋翼飞行器在遭受外界风扰影响的情况下难以取得高精度姿态控制效果的问题,本文结合了自抗扰控制技术和滑模变结构控制技术的优点设计了一种双闭环姿态控制策略。在内环中,设计了一个基于非线性扩张状态观测器的状态误差反馈控制器来补偿四旋翼飞行器系统受到的总和扰动。在外环中,采用积分滑模控制器以较快的响应速度将四旋翼飞行器驱动到期望的目标姿态。此外,利用李雅普诺夫稳定性理论进一步证明了所设计的非线性扩张状态观测器的估计误差和双闭环控制策略的内、外环跟踪误差都是收敛的。最后,为了验证了本文所提出双闭环姿态控制策略的有效性,设计并搭建了一套四旋翼飞行器实验平台和姿态调试实验平台。通过一系列室外自由飞行实验和室内三自由度姿态对比实验,证明了本文所设计的控制算法在处理受内部不确定动态及外部扰动影响下的四旋翼飞行器的姿态控制问题时是有效的。