尾座式飞机具备固定翼飞机和旋翼机的优点,具有垂直起降、飞行速度快、续航时间长等特点,应用前景广阔。然而,尾座式飞机存在六自由度动力学强耦合、欧拉角奇异等问题,导致控制器设计较为困难。本文以尾座式无人机为研究对象,首先根据尾座式无人机构型发展设计了尾座式无人机的构型并测量相关参数。分析了尾座式无人机的飞行原理,建立了数学模型。最后设计了尾座式无人机飞行控制方法,并通过飞行验证可飞行控制器。主要工作包括:首先,根据尾座式无人机构型的发展设计了尾座式无人机模型。根据设计目标对尾座式无人机的机翼、动力系统和电池进行了选型设计;测量了模型的气动力系数和气动力矩系数,以及无人机的转动惯量等相关参数。其次,根据尾座式无人机的飞行原理,采用垂向欧拉角和传统欧拉角来表示尾座式垂直起降无人机的姿态。分析了螺旋桨滑流和无人机的动力学特性,研究了力与力矩的产生机理,从而建立尾座式无人机六自由度非线性动力学模型。然后,简化无人机数学模型进行来设计串级PID垂直悬停控制器实现了垂直悬停控制。过渡过程可以描述为固定翼大角度机动飞行。针对姿态角大幅度变化的非线性系统,设计了纵向总能量控制系统的速度控制器和外环比例控制内环滑模控制的姿态角控制器,实现过渡飞行以及固定翼飞行,并通过仿真验证控制器的有效性。最后搭建实际飞行平台进行实际飞行试验。实验结果表明,该无人机具有悬停姿态控制精度高、双向飞行模式切换速度快的特点。