倾转翼飞机采用旋翼与全部或部分机翼一同倾转,旋翼为非变矩桨,是一种结构独特的新型飞行器。旋翼与全部或部分机翼一同倾转,直升机状态时可避免旋翼下洗流引起的升力损失,进而降低飞机总重,加大飞行航程。倾转翼飞机既能像直升机一样垂直起降及空中悬停,又能像固定翼飞机一样巡航飞行。它具有三个飞行模式:直升机模式、过渡段模式和固定翼模式。由于过渡段倾转翼迎角、飞行速度、尾翼舵效等构成时变系统,因此过渡段的定高飞行控制是关键和难点。本文主要研究倾转翼飞机过渡段纵向控制问题。首先,按照分体法将倾转翼飞机分为固定翼、倾转翼、旋翼、平尾四部分分别建立空气动力学模型,然后在simulink中,结合飞机纵向运动学方程,构建了倾转翼飞机纵向非线性仿真模型,为设计倾转翼飞机纵向飞行控制系统提供了条件。接着,对仿真模型作配平分析,设计了合理的转换通道。线性化模型,分析模型矩阵A的特征根,探讨了纵向模型的稳定性。分析结果表明倾转翼飞机过渡段在定高约束下是稳定的。然后,采用经典的PID控制理论针对线性化模型设计了倾转旋翼机的俯仰姿态、高度及速度控制系统,仿真结果表明控制方案是可行的。用任意极点配置法设计了过渡段的控制系统。仿真结果表明所设计的控制系统具有良好的动态性能和抗干扰性能,满足控制指标和定高飞行的要求。最后采用新的控制方案,设计了过渡段非线性模型的控制系统。仿真结果表明所设计的控制系统满足定高飞行的要求,验证了控制方案的可行性。