悬停是无人直升机的飞行特色,也是最重要的飞行功能之一。原有飞行控制律解决了基本飞行问题,然而飞行性能不足。本文针对无人直升机悬停控制中几个亟需解决的问题,提出了改进方案。首先,针对课题组缺少置信度高、易用的数学模型的问题,本文研究了Rotorlib软件建模的方法,并针对其线性化的样例无人直升机高阶模型作降阶处理及对象特性分析,为控制律设计及仿真验证打下基础。其次,针对大气扰动下悬停位置精度不足的问题,本文提出了基于地速的位置控制,并形成两种悬停方式:地速悬停和基于地速的高精度悬停,满足了不同的悬停需求。其中基于地速的高精度悬停在大气扰动下的位置精度显著提高。针对悬停段原有航向控制对干扰适应性不足的问题,本文设计了一种基于指令内回路的航向控制方法。该结构以偏航角速率为控制核心,符合无人直升机的特性。对比分析表明改进航向控制加强了对航向干扰的适应性,航向通道的稳定性得到提高。接着,为了搭建控制律快速验证平台,本文设计了等效仿真环境,重点开发了等效飞控软件和仿真模型软件。等效飞控采用windows移植版的实时内核?cos-II,保证导航控制模块“等效”性。仿真模型软件基于二次封装的Rotor Lib模型库开发,提高了易用性。最后,综合对比验证控制律。综合仿真结果表明:本文设计的控制律提高了飞行性能,更适合样例无人直升机使用。悬停回转的试飞验证也表明了本文所设计的控制律的可行性。