轮式无人机的飞行过程可以分成三个阶段：地面滑跑起飞、空中飞行以及进场着陆。建立样例无人机的数学模型时，考虑到三个阶段的飞行过程中样例无人机受力不尽相同，因此在建立其空中飞行段的全量数学模型的基础上，建立了样例无人机地面滑跑段的数学模型。为便于控制器的设计，对样例无人机的全量数学模型进行配平线性化处理，结合已有的气动数据、结构参数等，对样例无人机进行特性分析，包括升阻比特性分析、静稳定性分析以及纵横向模态分析。为确保样例无人机的着陆安全，样例无人机下滑时的升降速率须保持在一定范围内且最终须以抬头姿势着陆，因此设计了适用于样例无人机的一种基于待飞距离的下滑轨迹线，该下滑轨迹线包括进场飞行段、轨迹捕获段、直线下滑段、末端拉起段、地面滑跑段。根据样例无人机的最小最大速度、最大推力、飞行高度变化范围、迎角工作范围等指标，确定下滑轨迹线各个阶段的具体控制参数。样例无人机着陆段的控制律设计以及控制参数选取，是影响样例无人机安全着陆的重要因素。在样例无人机的纵横向模态特性分析的基础上，分别对样例无人机的纵向控制回路以及横侧向控制回路(纵向控制回路包含了高度控制回路和俯仰姿态控制回路，横侧向控制回路包含了滚转控制回路、航向控制回路以及航迹控制回路)进行控制律的设计以及控制参数的选取。通过全数字仿真实验对所设计的控制律进行验证，仿真验证结果表明设计的控制律能够满足样例无人机自主着陆的要求。精确的导航结果是实现无人机准确着陆的前提，本文综合考虑飞行环境对导航传感器的影响因素，在着陆段的飞行控制系统设计中，提出了一种基于气压和无线电高度表辅助的GPS/SINS/视觉组合导航方法。首先分析了GPS、SINS、气压高度表、无线电高度表的工作原理以及误差模型，重点阐述了一种地面视觉导航系统的组成、工作原理；采用联邦卡尔曼滤波算法对各传感器输出信息进行融合，针对传统联邦滤波器固定信息分配系数的缺陷，设计了一种基于子滤波器协方差矩阵特征值的自适应信息分配系数。最后通过仿真试验验证了本文研究的联邦滤波组合导航方案能够提供高精度的导航信息，满足样例无人机着陆段对导航系统的精度要求。