尾座式无人机兼具了固定翼和旋翼飞行器的优点,不仅凭借其垂直起降的能力大大摆脱了飞行器对起飞环境的依赖,而且还具有悬停作业能力和高速、高效、大范围的巡航能力。尾座式无人机的这些特性使其运用范围大增,并得到国内外广泛关注。因为该无人机垂直起降特性以及能够在垂直和水平飞行模式之间自由转换的特性与航弹的飞行模式十分相似,所以提出以尾座式无人机作为实验验证平台,模拟航弹滑翔飞行,用于航弹制导控制算法等方面的验证。本文着眼于此,对尾座式无人机垂直起降和悬停进行研究。本文首先根据尾座式无人机的飞行特性,对其整体气动布局和控制结构进行研究设计,根据控制结构选择控制执行机构,并对执行机构进行分析建模;利用实验和软件仿真分析等手段获取飞行器参数,并完成尾座式无人机六自由度数学建模。然后,完成尾座式无人机的控制系统设计,结合所建立的数学模型在MATLAB环境下对各通道控制器进行仿真测试和参数整定。提出并实现了一种新的适用于尾座式无人机的姿态解算算法,该算法解决了飞行器大俯仰角机动时的欧拉角解算奇异问题,并根据所选择的传感器的物理特性和姿态解算数学特性,设计并实现了该姿态解算算法的校正算法,该算法包括零漂补偿、正交补偿、归一化、偏航校正四个步骤。最后,完成了飞行器的整体系统测试验证工作。包括飞行器整体系统的仿真验证和飞行器的实物飞行测试验证。通过仿真实验和实物飞行实验,验证了前期设计的可行性和有效性,并根据实验结果提出前期设计中存在的不足和改进方法。