超小型无人直升机具有成本低、体积小、携带方便、起飞着陆场地小等特点,尤其是可做滞空飞行,这使其在反恐防爆等重要场合进行应用的优越性特别突出。但是,超小型无人直升机是一个非线性、强耦合以及非稳定的动力学系统,尤其是在滞空飞行状态下,其稳定性非常差,更容易受到风等外力的干扰,所以,进行超小型无人直升机飞控系统以及自主滞空飞行的研究,具有重要的理论意义和应用价值。本论文在分析了国内外对超小型无人直升机系统研究的基础上,归纳了超小型无人直升机系统的若干问题,并根据研究背景的需要,提出了进行超小型无人直升机飞控系统的研究目标,并规划了为实现研究目标而需要进行的研究内容。接着,从实际需求出发,对超小型无人直升机系统的传感器、控制器和通讯系统进行了选型,并基于模块化的指导思想进行了超小型无人直升机的总体方案设计。姿态传感器是超小型无人直升机控制系统的核心部件,为了得到高性能的姿态参考系统,本论文对超小型无人直升机机载惯性传感器进行了信息融合的研究;融合的主要思想是:积分角速率信号得到预估姿态,然后由加速度计和磁力计得到的姿态角作为观测量,纠正预估姿态中由于随机漂移等因素引起的误差,得到最优的姿态信息,并同时对角速度陀螺的漂移误差进行估计。根据上述融合思想,本论文提出了卡尔曼滤波算法一种新的模型,并进行了线性化和离散化处理,最后通过实验验证了基于该扩展卡尔曼滤波算法的低成本姿态参考系统的静态性能和动态性能。对于一个实际的系统,推导其数学模型是一个基本而且重要的部分,一个好的数学模型可以使我们明白系统的运动机理和物理结构,对进行控制系统的设计有很大的帮助。为了建立超小型无人直升机的数学模型,本论文首先建立了超小型无人直升机的机体刚体动力学方程和空气动力学模型,同时对主桨和贝尔—希勒翼进行了研究,在上述研究的基础上,通过对滞空飞行状况下超小型无人直升机动力学方程的合理假设,先后求解得到伺服小翼挥舞角的表达式以及俯仰力矩、横滚力矩和偏航力矩的简化方程,从而确定了具有物理意义的滞空飞行状态下的超小型无人直升机姿态模型的结构。对上述滞空飞行状态下超小型无人直升机姿态模型中存在的一些未知参数,本论文通过系统辨识的方法得到上述参数。首先,分析超小型无人直升机的特点,并根据其特点设计了飞行实验,然后利用飞行数据,采用预测误差法对姿态模型中的未知参数进行系统辨识,从而获得完整的姿态模型;然后,通过仿真对上述姿态模型进行研究,通过研究发现:在滞空飞行状态下,超小型无人直升机姿态的耦合性主要存在与俯仰通道和横滚通道之间。超小型无人直升机的飞控系统包括导航控制和姿态控制,而且导航控制一般也是以姿态控制作为内环来实现的。姿态控制是超小型无人直升机飞控系统的核心问题,也是最关键的问题。根据上面的分析,本论文建立以姿态控制为内环,导航控制为外环的超小型无人直升机飞控系统的控制框架。针对超小型无人直升机姿态通道之间的耦合性,本论文首先采用了一种神经网络解耦控制算法;然后提出了一种模糊规则前提、模糊规则结论和解模糊具有自适应调节性能的超小型无人直升机姿态自适应模糊控制算法,并对超小型无人直升机姿态控制系统的性能进行了仿真验证;另外,对超小型无人直升机的导航系统进行了研究。在上述几章研究的基础上,本论文对超小型无人直升机飞控系统的软硬件进行了设计。本论文首先采用模块化的思想设计了机载飞控系统,它由姿态参考系统模块、GPS制导模块、舵机控制模块和主控模块组成。然后,根据各个模块的功能,对机载飞控系统的软件任务进行了分解,简化了软件设计的难度;并采用时钟驱动策略和循环查询标志策略相结合的方法,对机载飞控系统的软件任务进行调度。并且,设计具有实时监控功能的地面监控系统。最后,通过超小型无人直升机系统完成自主滞空飞行,本论文验证了设计的超小型无人直升机飞控系统的性能。首先,设计了超小型无人直升机系统的自主滞空飞行试验,然后,通过分析试验数据验证了超小型无人直升机系统导航控制和姿态控制算法的可行性。