小型无人直升机具有垂直起降、悬停、超低空和机动飞行等直升机的飞行特性,此外,它还具有体积小、重量轻、灵活性高等特点,在军用、民用等众多领域具有广阔的应用前景。但小型无人直升机是一个强耦合、不稳定、时变的多变量非线性系统,系统建模和控制系统设计是自主飞行控制的关键技术,设计难度大,因此研究开发具有自主知识产权的小型无人直升机自主飞行控制系统具有重要的理论意义和较高的实际应用价值。本文以单旋翼带尾桨小型无人直升机为研究对象,研究其建模和控制器设计问题,主要包括建立直升机的机理模型,研究主通道模型和考虑耦合的系统模型辨识方法,设计基于辨识模型的鲁棒控制器,进行相关飞行实验验证等,相关工作获得了三项发明专利授权。全文主要内容如下:采用机理建模法,建立了直升机的非线性飞行动力学模型,分析了显著影响直升机飞行特性的主旋翼及伺服小翼挥舞运动特性,合理降低了挥舞模型的复杂度,获得了主旋翼及伺服小翼的挥舞运动模型。利用小扰动线性化方法对直升机模型在悬停点进行了线性化,给出了线性化模型表达式,根据参数的表达式深入分析了各个参数,确定了全部参数的变化范围和部分参数的数值,为模型辨识创造了良好的条件。在线性特性明显、通道耦合较弱的平衡点上,根据主通道的频率特性对直升机的线性状态方程进行了辨识,分析了模型参数的不确定范围,对状态方程参数的不确定范围进行了计算。根据参数不敏感度筛选模型中不敏感参数,提出了一种变阶次模型辨识方法,获得了主通道模型的最小实现。实验结果表明,状态方程模型辨识结果与变阶次模型辨识结果皆能够对主通道特性进行合理表达,模型不确定的范围也能满足模型精度的要求,便于控制器的设计。针对飞行通道耦合显著的问题,研究了考虑耦合的无人直升机模型辨识方法。提出了一种应用复合相关函数对频域有效数据进行筛选和辨识的方法,与偏相关函数相比,大大提高了辨识的有效范围。分析了横向与纵向通道角动态耦合模型以及航向通道角动态耦合模型的特性,给出了状态方程参数在考虑耦合的情况下的辨识流程,通过实验对模型进行了验证,结果表明,在考虑耦合情况下得到的状态方程模型输出与实测输出之间的误差得到了明显的改善。针对小型无人直升机系统矩阵稀疏、LMI方程较难求解参数的问题,采用非线性时滞模型,设计H∞鲁棒控制器。通过运用合适的李亚普诺夫函数及稳定性证明,扩大了变量的求取范围,使控制器设计的结果对本文系统有解。针对辨识得到的直升机纵横向角动态模型设计了鲁棒控制器,仿真结果表明H∞鲁棒控制器能够使直升机系统在一定范围内的控制器扰动、外扰动、时滞及非线性未建模项条件下稳定,且输出误差收敛迅速,提高了直升机系统的抗参数不确定和扰动的能力。应用项目组开发的小型无人直升机飞行实验平台,进行了系统模型辨识和自主飞行控制实验,研究了飞行实验数据的采集及预处理方法,针对飞行数据传输给地面站具有丢失及野值的问题,设计了一种基于特征模型的时域数据预处理方法,采用输入输出数据的相关函数验证了预处理方法的有效性。根据获得的直升机主通道模型,设计了 PID控制器,进行了自动悬停及矩形轨迹跟踪飞行控制实验,结果表明自动悬停及矩形轨迹跟踪效果良好,特别是易受干扰的偏航通道也具有较好的稳定性。