随着技术的发展,无人直升机因为体积小、质量轻、造价低、具有独特的飞行特性等特点,在军民用领域发挥着越来越大的作用。应用范围的扩大对无人直升机的姿态控制提出更高要求。传统的线性控制方案采用线性模型设计线性姿态控制器。这类方案忽略了无人直升机的非线性和强耦合等本质特征,因此只能在平衡点附近调节姿态。针对该问题,学者们尝试采用非线性控制方法比如反馈线性化、滑模控制和反步控制,来设计无人直升机姿态控制器。这些非线性控制器克服了线性方案的不足,但是它们结构复杂,很难应用于实际系统。本课题旨在研究结构简单、易于实现的无人直升机非线性姿态控制方案,并开发一套无人直升机飞行控制系统。首先本文采用姿态四元数设计了一种计算量小、易于实现的自适应姿态控制器,避免了上述各种控制方法的缺点,并且能在干扰力矩作用下消除姿态控制误差、保持系统全局稳定。根据响应速率差别,将无人直升机姿态控制器的设计化分为内外环。内环主旋翼挥舞控制器采用线性开环控制。外环姿态控制器引入动态的自适应控制补偿干扰力矩。然后应用李雅普诺夫理论对闭环系统的全局渐进稳定性进行严格证明。最后进行仿真对比。结果表明自适应姿态控制器能在干扰力矩作用下消除稳态误差,保持系统全局渐进稳定,实现精确的大幅度姿态调节。其次,设计了一套无人直升机飞行控制系统以实现所提出的姿态控制器。考虑到系统的可靠性和可扩展性,该飞行控制系统设计为“机载上位机——机载下位机——地面站”的系统架构方式。机载上位机采用“Wifi模块+PC104 plus”嵌入式计算机,完成飞行信息存储并充当机载下位机和地面站的通讯中继。地面站负责发布参数更新命令字,接收并显示机载上位机转发的飞行信息。机载下位机采用“DSP+FPGA”架构模式,DSP实现本文提出的自适应姿态控制器,FPGA实现传感器信号采集、手自动切换、舵机驱动以及地面站监控。由于任务分配合理,所设计飞行控制系统计算能力强、实时性好、灵活度高,为实现所提出的自适应姿态控制器提供了良好的软硬件基础。