倾转旋翼机结合了直升机和飞机的优点,既有直升机空中悬停和垂直起降的特性,又兼有固定翼飞机高速飞行的性能。然而,旋翼短舱倾转会引起飞行器气动外形变化,特别是过渡飞行模式通道轴间耦合强、操纵舵面冗余,给飞行控制律设计带来了较大的困难。本文以小型无人倾转旋翼机为研究对象,以保证倾转旋翼机能够实现全模式飞行为目标,分析和研究了无人倾转旋翼机飞行控制律设计和基于低成本传感器的组合导航算法等关键技术。首先,采用机理建模的方法,建立了倾转旋翼机各部件的气动力和力矩模型,根据牛顿第二定律和动量矩定理得到倾转旋翼机的六自由度动力学方程,建立了倾转旋翼机的非线性飞行动力学数学模型,为全模式飞行控制律设计提供模型基础。其次,设计了无人倾转旋翼机的全模式飞行控制律。针对倾转旋翼机过渡过程中操纵面冗余、通道耦合严重的问题,对飞行器在过渡模式下的舵面分配策略以及控制通道切换策略进行了研究,设计了基于自抗扰控制方法的姿态控制器。根据飞行控制的特点,将自抗扰控制器的结构进行了优化,减少了扩张状态观测器的阶数,采用跟踪微分器的微分输出作为姿态角速率指令,简化了姿态控制器的结构。通过仿真,验证了自抗扰控制的精确性、稳定性和鲁棒性。然后,设计了低成本MEMS/GPS组合导航算法。对MEMS传感器的主要误差源进行了分析,分别设计了陀螺仪、加速度计和磁强计的快速标定和补偿算法,并推导了MEMS/GPS组合导航系统的扩展卡尔曼滤波模型。在此基础上,完成了组合导航算法的软件设计和嵌入式实现。最后,开展了无人倾转旋翼机全模式飞行控制律数字仿真,搭建了倾转旋翼机的飞行控制仿真模型,验证了控制律的有效性、舵面分配策略和通道切换策略的合理性。完成了组合导航系统的性能分析,表明了组合导航算法的可行性和有效性。