航空航天事业是一个国家综合实力的体现。随着航空航天事业的不断发展,人们对自主导航的精度和稳定性提出了更高的要求。现有导航方式由于自身的缺点,已经无法完全适用快速发展的导航需求,探寻新的导航方式逐渐成为研究趋势。利用偏振光导航的思想借鉴于地球上一些昆虫的导航,是一种完全自主的、新型的仿生导航方式。本文以新型仿生偏振光导航传感在三维空间中的导航应用为背景,设计了一种基于偏振光传感器、微惯性测量单元(MIMU)、全球定位系统(GPS)的组合导航控制系统,并实际应用于四旋翼的导航控制,且具有较强抗电磁干扰的能力。首先,研究了偏振光传感器的航向角测量原理,给出了四旋翼的飞行原理和常用的姿态解算方法,推导并构建了四旋翼的动力学模型,为后续导航控制和系统优化提供了理论基础。其次,根据本文对偏振光传感器机载平台的功能要求,进行了四旋翼导航实验平台的需求分析,给出了导航实验平台的整体方案设计,按照具体需求对微处理器模块、动力系统、通讯模块和传感器模块等硬件进行选型,进而完成了对四旋翼导航测试平台的搭建。此外,根据偏振光传感器的导航要求,给出了软件系统的整体结构、主程序流程图,并重新定义了地面站软件的功能,使其可以实时显示偏振光传感器输出的航向信息。其次,采用扩展卡尔曼滤波(EKF)技术设计了偏振光传感器、MIMU、GPS的多传感器数据融合算法,根据要求对状态方程和量测方程进行了定义,给出了算法的递推步骤和计算过程,通过模拟实际直线飞行,设计了仿真实验,对该算法的正确性进行了验证。设计了基于串级PID理论的姿态控制器和位置控制器,根据简化后四旋翼动力学模型,推导得到了四旋翼偏航、垂直、俯仰、横滚四个通道的传递函数,利用Matlab/Simulink模块对姿态和位置控制器进行了仿真,通过最优PID参数调节,得到了各个通道的阶跃响应曲线,从而验证了串级PID控制算法的有效性。最后,通过设计的准静止实验和室外自主飞行实验对该导航系统的性能进行了测试。设计了对比试验,与传统电子罗盘/MIMU/GPS导航系统进行了比较。结果显示:在有磁场干扰环境下,基于偏振光的导航控制系统,俯仰角、横滚角、航向角的均方根误差分别为0.801°、0.819°、3.436°,平均位置精度较传统导航系统提高了50.4%。实验结果表明:该导航控制系统实时性好、精度较高、抗电磁干扰能力强,且误差不随时间累积,基本满足移动载体进行自主导航时的精度和可靠性要求。