四旋翼直升机是一种桨翼对称分布，机械结构简单，姿态控制灵活，可垂直起降的六自由度多旋翼飞行器。与传统的单旋翼直升机相比，更适合于航拍、线路巡检，近地飞行等任务，在军用与民用领域均有着广泛的应用前景。四旋翼直升机有着六个自由度，但只有四个控制输入，属于典型的欠驱动控制系统，控制方法复杂，因此在国内外成为了研究的热点。本文旨在建立一个四旋翼直升机的实际控制实验平台，并在该平台上进行控制系统实验。首先，对四旋翼直升机的机体结构和动力学特性进行了详细的分析与研究，利用欧拉角描述四旋翼直升机的姿态，在此基础上建立了四旋翼直升机的运动学与动力学模型。采用PID控制器，利用运动学与动力学模型，进行控制算法的设计。主要针对四旋翼直升机进行了滚转角、俯仰角、偏航角以及高度的控制，建立了姿态控制系统与高度控制系统，并仿真验证控制方法的可行性。其次，根据控制系统设计要求建立了四旋翼直升机的整套实验平台。硬件平台采用STM32微控制器为控制核心，采用MPU6050采集加速度与角速度数据，采用NRF24L01无线通信模块与地面基站进行无线通信。地面通信基站作为数据的中转，负责上位机与四旋翼直升机的数据通信。上位机平台采用WPF框架进行设计，实现人机交互。最后，在将控制方法应用到实际控制的过程中，针对微控制器计算三角函数慢的问题，提出了采用四元数表示四旋翼直升机姿态的方式，将三角函数运算转换为乘法运算，大大降低了运算量，从而可以使用微控制器实现四旋翼直升机姿态的控制。