四旋翼无人飞行器是一类碟形旋翼式微型飞行器,其机械结构简单、体积小、机动灵活,在军用和民用领域具有广泛地应用价值。因其所特有的物理结构及非线性控制特性导致的强耦合性、参数不确定性以及易受干扰等问题,已经成为无人机控制范畴内的难点。因此,为实现四旋翼无人飞行器良好平稳的飞行控制需要进行控制器的研究与设计。本论文以四旋翼无人飞行器作为研究对象进行了控制器的研究与设计,主要工作如下:首先,介绍了四旋翼无人飞行器的物理结构与工作原理,通过对四旋翼无人飞行器的受力情况分析,利用牛顿-欧拉方程建立了系统的非线性动力学模型。然后,针对四旋翼无人飞行器的强耦合、参数不确定性以及易受干扰等问题,利用线性时变参数(Linear Parameter Varying,LPV)方法将非线性模型线性化,得到四旋翼传递函数矩阵,通过跟踪微分器(Tracking Differentiator,TD)进行过渡过程的安排,然后采用TD良好的滤波和跟踪效果,设计线性内模控制器(Internal Model Control,IMC)来控制四旋翼实现姿态与位置跟踪。由此提出了一种基于跟踪微分器的线性内模控制(TD-IMC)的四旋翼控制器,并进行了仿真实验验证,仿真结果表明所设计的控制器在抑制干扰和参数不确定性方面具有良好的鲁棒性。最后,针对四旋翼无人飞行器模型的非线性与欠驱动特性导致的参数不确定性、强耦合问题以及实际飞行过程中的干扰问题,先是基于适当简化后的四旋翼系统模型,利用反步法(Backstepping)设计姿态控制器,通过仿真实验和Quanser 3-DOF Hover半实物平台实验对其性能进行了有效的验证。考虑到传统反步法中存在的“计算膨胀”问题以及模型简化带来的超调等问题,采用了动态面控制方法即在反步设计中引入了允许对象数学模型不可微的低通滤波器对此进行了优化。考虑到简化模型的不准确性容易造成姿态角的超调,利用基于非线性内模的输出调节方法解决系统的渐近跟踪和干扰抑制问题,提出具有误差的内模方程。由此设计了一种基于动态面非线性内模的输出调节姿态控制器,并通过稳定性分析以及仿真实验、Quanser 3-DOF Hover半实物平台实验对此控制器进行了有效的验证,实验结果表明所设计的控制器在解决四旋翼的强耦合特性、参数不确定性以及易受干扰特性上具有很强的鲁棒性。