四旋翼飞行器的结构简单、机动性好,能够在不同的空间环境实现垂直起降,正是基于诸多优点,它在军事和民用应用领域都有着十分重要的研究意义。本文主要以四旋翼飞行器的飞行控制系统为研究目标,建立了其姿态控制系统模型及执行机构故障模型,然后基于模型参考自适应的原理,研究了自适应容错控制算法。最后针对四旋翼飞行器容错控制问题的一种具体情况,通过对执行结构转速进行测量,提出一种设计方案并进行实验验证。本文主要的研究内容如下:首先,为推导飞行控制模型给出了地面坐标系和本体坐标系的定义,然后由刚体动力学方程推导出四旋翼飞行器的数学模型简化表达式,最后通过归纳演绎的方法对四旋翼飞行器的执行机构故障建立了数学模型。其次,本文研究了四旋翼飞行器的常规容错控制方法和自适应控制理论,在此基础上,设计了基于模型参考自适应理论的容错控制器。通过李雅普诺夫稳定性判据分析并证明,该控制器可以保证四旋翼飞行器在同时存在未知外界干扰和执行机构故障的情况下,姿态参数仍然能稳定跟踪所设置参考系统的输出姿态参数,并用MATLAB针对控制算法进行了仿真实验,结果表明所设计的控制器具有非常好的渐近稳定性。最后,为了能够实时检测四旋翼飞行器电机的转速信息,确定故障的类型和发生时间,为后续研究容错控制器的设计提供准确的故障参考信息。本文设计了一种基于光电传感器的电机转速检测系统,并完成了该系统的软件编写及硬件实现工作,实验结果表明,该系统具有很高的检测精度和很好的实时性。