扇翼飞行器是近年来发展起来的一种低速大载荷新型飞行器,它具有短距起降、大迎角不失速、操纵控制简单、低速飞行稳定性和安全性好、有效载荷大以及低噪音等优点,其性能介于固定翼飞机和直升机之间。扇翼机的优异性能使其成为航空领域的一个研究热点,它在军事和民用领域有着广阔的应用前景。扇翼飞行器有着很多优点,但由于发明不久,对它的许多研究还处于起步阶段,需要在各方面做很多系统化的深入研究,以获得高性能高效率高可靠性和安全性的扇翼飞行器。因此,建立扇翼飞机的数学模型及设计其飞行控制规律,对于扇翼飞机飞行品质的改善和扇翼机的发展有着很重要的意义。本文以样例扇翼飞机为研究对象,首先介绍了扇翼飞行器的结构和组成,分析了扇翼飞机的增升原理及其特点,根据扇翼飞机的气动数据以及风扇的推力数据估算扇翼机在给定条件下的总体性能。其次,根据刚体飞行器运动的有关假设,在MATLAB/Simulink环境下建立扇翼飞机的六自由度数学模型,并将其改成为C语言,验证两种语言所写模型的一致性,以便于适合实时仿真的计算需求。在扇翼飞机非线性模型建立的基础上,根据配平计算和小扰动原理对其模型进行线性化,并对飞行器进行特性分析,为下一步控制律设计奠定基础。再次,根据扇翼飞机的特点和提高其飞行品质的要求,用经典控制理论的方法,来设计扇翼飞机的控制律。采用根轨迹方法设计扇翼飞行器纵向和横侧向控制律,确定控制参数。最后,通过全过程仿真验证所设计的控制律的合理性,本文对飞行器其他工作点进行验证,证明了所设计的控制律具有一定的鲁棒性。