倾转四旋翼机是一种兼具直升机和固定翼机优点的飞行器，其垂直起降特性和高速巡航能力是吸引研究者的重要原因。相比服役中的V-22双旋翼机型，四旋翼机在提升载重量的同时也增加了控制系统设计的难度。本文在自制倾转四旋翼机模型的基础上对其过渡阶段控制系统进行设计。首先构建了倾转四旋翼机模型，分析过渡过程特点，计算得到模型机的空速-短舱角过渡曲线。根据操纵方案的不同将其分为直升机加速和短舱倾转两个飞行模式。利用经典力学理论建立了模型机在两个模式中的动力学和运动学模型。然后根据所建模型将倾转四旋翼机各部分抽象为传递函数。根据两个模式的系统特性，选择经典PID控制结合超前校正方式对直升机模式进行控制，选择参数自整定控制方式对短舱倾转模式进行控制。在simulink环境下完成两种控制器的设计和仿真，根据各通道的频域和时域响应验证了控制器能满足设计指标要求。接着根据控制器运算速度、控制精度等要求完成电控系统的硬件选型及基于ADuC7060单片机的飞控PCB电路设计。针对控制系统对反馈信号的精度要求，设计了互补滤波器等融合算法以补偿MEMS传感器的测量缺陷。在此基础上设计了过渡阶段的飞行控制框架，在IAR编译环境下完成了飞行控制律解算、姿态求取及通信接口驱动程序的编写。最后在LabView环境下开发了检测机体运动姿态和调节控制器参数的上位机界面。通过一系列实验验证了传感器滤波、融合算法的效果。介绍了PID控制系统调试的方法，在参数调试完成的基础上对直升机模式各通道控制效果进行了验证，测试效果达到指标要求。