倾转旋翼机兼有直升机与螺旋桨飞机的飞行特点，其飞行控制特别是倾转过渡阶段的飞行控制具有很大的难度。本文以小型无人倾转旋翼机为研究对象，进行了无人倾转旋翼机飞行控制技术的理论与试验研究，主要在无人倾转旋翼机的飞行动力学建模、飞行控制律设计、微小型捷联惯性导航系统设计与飞行试验等方面进行了系统的研究，主要创新有：（1）建立了无人倾转旋翼机非线性飞行动力学模型，得到了直升机飞行模式、倾转过渡飞行模式、飞机飞行模式的全模式飞行操纵规律与过渡转换路径。对非线性飞行动力学模型进行了操纵响应分析，得到了无人倾转旋翼机不同飞行模式的耦合特性。为了简化非线性模型计算，对若干线性化飞行动力学模型进行综合并模拟非线性飞行动力学模型，获得了具有一致性的操纵响应。（2）建立了无人倾转旋翼机的全模式飞行控制律。在直升机悬停与低速飞行模式，采用显模型跟踪控制技术进行飞行控制律设计；在倾转过渡与飞机飞行模式，采用H回路成形鲁棒控制技术进行飞行控制律设计，使控制系统具有良好的鲁棒稳定性。采用多模型自适应控制技术进行全模式飞行控制律的切换设计，以适应无人倾转旋翼机不同飞行模式的操纵特点，仿真表明了该全模式飞行控制律切换策略的可行性。（3）研制了用于小型无人倾转旋翼机的嵌入式飞行控制与捷联惯性导航系统，主要包括微惯性传感器与飞行控制计算机的硬件系统设计、飞行控制软件与地面测控系统开发以及通信协议定制等。在悬停与低速飞行状态，采用角速率积分建立过程方程，构造姿态估计卡尔曼滤波器，并推导出了速度、位置、高度滤波算法；在加速飞行状态，采用高精度GPS的速度微分修正机体加速度计的测量误差，设计了基于误差四元数的姿态估计算法。仿真与试验表明该捷联惯性导航系统具有良好的估计精度。（4）建立了无人倾转旋翼机的飞行试验系统，进行了无人倾转旋翼机地面联调、地面开车试验及全模式飞行试验，验证了本文建立的无人倾转旋翼机飞行控制技术的有效性。