由于直升机具有独特的飞行能力,如垂直起降、空中悬停、前后左右任意方向飞行等特点,在军用和民用方面需求日益增多,而直升机是个静不稳定、非线性、强耦合的多变量系统,对它的飞行控制系统的设计是一个很复杂的难题,所以,进行直升机飞行控制技术的研究具有广泛的应用前景和重要的现实意义。本文主要对直升机全姿态保持控制和直升机执行器饱和控制方面进行了研究。本文首先概述了直升机的飞行特点,建立了直升机的非线性动力学模型,并对其线性化进行了分析,同时对UH-60A黑鹰直升机的高阶线性化数学模型的稳定性和响应特性进行了分析。本文在进行控制系统设计之前,使用互质因式模型降阶理论对直升机的高阶线性模型进行了合理的模型降阶。然后,按照内外回路思想结合鲁棒H_∞回路成形方法,设计了直升机双回路飞行控制系统,内回路主要完成直升机的全姿态保持控制,包括滚转姿态角、俯仰姿态角和偏航姿态角的同时控制;外回路在内回路的基础上实现了速度跟踪。所设计的控制系统基本实现了直升机各通道间的解耦,且具有高带宽和良好的鲁棒性。并按照ADS-33E标准对飞行性能进行了评估,结果表明飞行品质达到1级水平。最后,本文对直升机的执行器饱和问题进行了抗饱和控制器设计方法的研究。首先,介绍了执行器饱和的定义,概述了一般抗饱和控制器设计的两类策略,并分析了抗饱和补偿器设计的相关技术;然后,指出直升机抗饱和控制的难点,并在H_∞回路成形控制器基础上,采用一种基于线性矩阵不等式(LMI)的抗饱和控制方法,设计了直升机的抗饱和补偿器,并比较了执行器输出幅值受限时,加入抗饱和补偿器前后系统的性能变化,仿真结果表明本文所设计的抗饱和补偿器能够达到期望的控制性能。