飞行机器人是一个极具挑战性的多学科交叉的前沿性研究课题.近年来,随着微电子技术特别是低价位的基于惯性测量元件的GPS/INS小型捷联惯导技术的发展,小型无人直升机这种具有垂直起降和悬停功能的廉价飞行机器人在除军事目的以外的民用领域获得了初步应用.正是基于在民用领域的广阔应用前景,该课题应运而生.小型无人直升机要成为名副其实的具有自主能力的"飞行机器人",必须具有性能卓越的飞行控制系统,而控制系统的设计往往依赖于系统的数学模型.因此,该文的主要研究内容是小型无人直升机的数学建模及其飞行控制系统的设计.该文重点分析了小型无人直升机与常规直升机的差异之处,包括其操纵机构所特有的flybar和Bell-Hiller混合器结构,及其快速的动态响应特性和高度的不稳定性.然后针对差异之处进行了重点建模,给出了两种主旋翼和flybar混合旋翼系统的挥舞运动方程;并对主旋翼的入流和尾迹做出合理的假设,给出了尾迹的简化建模方法.通过一系列的分析和研究,最终给出了针对小型无人直升机的实用的低阶飞行动力学模型.该模型最大的优点是:大部分参数可以直接测量得到,某些参数只需要通过简单的飞行试验即可估计得到,并不需要专门的系统辨识技术.基于所建立的小型无人直升机数学模型,该文数值仿真了样例机对操纵输入的动态响应.仿真结果反映出的小型无人直升机运动趋势是合理、正确的,初步证明了该模型能够刻画小型无人直升机动态响应的基本特征,所建模型具有一定的精度.该仿真结果在课题研究的下一阶段还可用来与飞行试验测得的数据进行比较,以验证数学模型的正确性,并调校模型参数.基于建立的数学模型,在完成小型无人直升机非线性数学模型配平及线性化的工作后,该文分别采用线性控制系统设计方法LQR和非线性控制系统设计方法Gain scheduling为小型无人直升机设计了飞行控制系统,并通过数值仿真对控制系统的性能进行了分析和比较.仿真结果表明,设计的飞行控制系统能够满足指令跟踪、姿态控制和抗干扰等飞行性能要求.