小型无人直升机因其具有随时起降、低空飞行等优异性能使其在军事和民用上都被广泛应用。但由于直升机是一个内部结构复杂、非线性、强耦合的飞行器,在飞行过程中极易受到温度变化、风力变化等环境因素的干扰,因而开发一套理想的无人直升机飞控系统具有诸多难题。首先,直升机本身具有的非线性以及高度复杂性,使其很难建立一套完整的机理模型。其次,直升机本身的不稳定性导致对输入的反应非常敏感,需要加入高频的反馈信号使其稳定。再次,直升机在飞行过程中横纵向耦合以及高度与偏航间耦合严重,这增加了控制器设计的难度。最后直升机飞行过程中存在高危险,这影响飞行实验的安全。针对以上的小型无人直升机的特点,本文首先以直升机飞行力学为基础,建立小型无人直升机的机理模型。深度分析了小型无人直升机内部的力学关系及运动方程,得到小型无人直升机的各个输入输出通道的传递函数原始结构模型,然后基于CIFER系统辨识建模,以建立的传递函数原始结构模型为基础,提出了一种改进的系统辨识方法,将最小二乘法应用到搜索状态空间模型最小代价函数中,加快了代价函数收敛的速度。通过仿真对比,改进的辨识方法进一步提升了系统辨识的精度,从而建立得到了具有良好跟踪效果的小型无人直升机传递函数模型。本文利用自抗扰控制方法来建立小型无人直升机的控制系统,实现了对无人直升机在俯仰、偏航、滚转、高度四个通道的控制器设计,从而克服了飞行试验中的各种扰动因素,使辨识得到的模型能够更好的运用于工程实践中。本文使用的飞控仿真平台是MATLAB中的SIMULINK,利用该平台对建立的传递函数结构模型进行了仿真测试,在模型中分别加入了自抗扰控制器以及传统的PID控制器,对两个控制器的抗干扰效果进行了对比。仿真结果表明所设计的自抗扰控制器在抗干扰效果上要优于传统的PID控制器,从而证明自抗扰控制器具有很高的实用性与有效性。