垂直起降飞行器是一种同时具有固定翼飞机和直升飞机二者各自优点的新型飞行器,可以实现垂直起降、空中悬停、高速大航程飞行,有着巨大的研究价值和发展潜力。本文介绍了一种新型的变结构垂直起降飞行器,对其结构组成和工作原理进行了说明,并指出了飞行器控制的最大难点:飞行器动力学模型在工作过程中会发生很大的改变,对控制器设计提出很高的要求。针对上述情况,本文在对变结构垂直起降飞行器动力学模型进行介绍的基础上,研究了飞行器工作过程中三个模态——垂直起降模式、固定翼模式、模式转换过程的姿态控制问题,采用自抗扰控制技术分别设计了控制器。基于飞行器动力学模型,对垂直起降模式下的姿态控制问题进行分析,明确了飞行器的主要动力和控制目标。通过设计跟踪微分器、扩张状态观测器、状态误差反馈、控制量解耦器等组成部分构建了自抗扰姿态控制器。通过仿真结果的对比分析验证了所提方法在平稳性、快速性、鲁棒性和算法操作简易程度等方面具备的优势。基于变结构垂直起降飞行器的动力学模型,分析了固定翼模式下的姿态控制问题,明确了飞行器的主要动力和控制目标。采用自抗扰控制方法设计姿态控制器,分别考虑前飞速度和姿态角并给出了各自控制回路的设计方法,通过控制量解耦器得到了执行机构的控制指令,用于飞行器姿态的控制。仿真结果的对比分析验证了所设计的控制器在平稳性、快速性、抗干扰能力和鲁棒性等方面的先进性。对飞行器模式转换过程中的姿态控制问题进行分析,将转换过程分为两个阶段并设计出各阶段的飞行器操纵方案。根据模式转换过程发动机推力倾角的变化给出两个阶段的自抗扰姿态控制算法,针对算法切换时因为控制目标改变而带来的执行机构控制指令变化过大的问题对控制器输出进行过渡,使系统能够保持稳定。仿真结果表明所设计的自抗扰姿态控制器能够使飞行器平稳地完成模式转换。