近十年,无人直升机的飞控技术得到了快速发展,无人直升机的有限时间控制技术也越来越被关注。并且在某些应用中需要无人直升机在有限的时间内达到悬停,例如无人机编队飞行。基于此,本文利用终端滑模来实现模型直升机的有限时间悬停控制和前飞控制。首先,本文建立了模型直升机数学模型。为此,本文将模型直升机分解成机身,主旋翼,平衡杆,尾旋翼,水平尾翼和垂直尾翼等六个子系统。然后分别对这六个子系统建立数学模型,并且通过分析这些子系统之间的耦合关系得到完整的模型直升机的数学模型。此外,本文着重分析了模型直升机平衡杆的挥舞运动学,以及其与主旋翼挥舞运动学之间的关系。同时,本文对模型直升机在近似悬停的状态下的部分气动模型进行了线性化简化。其次,本文采用多回路控制结构设计了模型直升机的悬停控制器。考虑到模型直升机欠驱动特性,以及平动回路和姿态回路的级联特性,本文采用多回路控制结构设计了模型直升机的悬停控制器。其中,针对平动回路设计了有限时间滑模变结构控制器,姿态回路采用了PID控制器。通过比较几种终端滑模面和趋近律优劣,选择了一种合适的终端滑模面和趋近律。基于悬停状态的定义,本文使用该终端滑模和趋近律设计了模型直升机的有限时间悬停控制器。通过仿真发现控制器存在的抖振现象,因而本文使用了一种连续函数来代替终端滑模中的符号函数,并通过仿真验证了使用该函数能有效的减弱抖振。最后,本文将有限时间滑模变结构控制方法应用到前飞控制器的设计。基于前飞状态的定义,本文使用相同的方法设计了模型直升机的有限时间前飞控制器,并通过仿真验证了控制器的鲁棒性。最后通过仿真验证了有限时间滑模变结构控制方法的对参数摄动的鲁棒性。