四旋翼飞行器是一种多旋翼飞行器，它具有体积小、重量轻、功耗低以及可实现悬停控制等特点，相比于传统的直升机，又具有相对简单的机械构造，因此得到了广泛的应用。通过对四个电机的转速进行控制，可以实现四旋翼飞行器的姿态以及位置的变化。但是，四旋翼本身是一个欠驱动系统，具有多变量、强耦合、非线性及易受外界扰动等特点，其位置与姿态存在强耦合关系。在飞行过程中，由于执行器的高速旋转，使得其发生故障的几率增大，为了对执行器故障进行容错控制，本文针对研究四旋翼的高度和姿态控制，进行了如下工作：　　首先，阐述了课题的研究背景及意义，介绍了飞行控制系统容错控制的相关概念，接下来介绍了四旋翼飞行器的国内外研究现状，最后阐述了本文的主要工作以及章节安排。　　其次，简要介绍了四旋翼飞行器架构与工作原理，定义了地面参考坐标系与机体坐标系，在此基础上，考虑系统受到空气阻力与陀螺效应，运用Newton?Euler公式，详细地建立了四旋翼飞行器的动态数学模型。根据此数学模型，在 /Matlab Simulink环境下搭建了四旋翼飞行器的仿真模型。　　然后，简要介绍了基于反演方法的控制器设计原理，并且基于四旋翼飞行器的动态数学模型，建立了执行器高度及姿态的加性与乘性故障模型，采用了自适应反演控制算法，详细设计了自适应反演容错控制器，对故障下的四旋翼进行了定高悬停仿真实验与抗扰性分析验证实验。实验结果表明，自适应反演容错控制器可行有效，但其抗扰性有待进一步改善。　　最后，将执行器加性故障与乘性故障都视为一种不确定性，并考虑了在实际飞行过程中故障系统受到外界干扰影响，基于自适应反演滑模控制算法，在反演中引入了滑模项，设计了高度及姿态容错控制器，进行了两部分仿真实验：一部分是定高悬停仿真实验，故障模型中不存在干扰，另一部分是抗扰性验证实验，存在干扰。实验结果表明，自适应反演滑模控制算法有效地抑制了外部扰动和系统不确定性的影响，具有一定的抗扰性。最后，对两种控制算法进行了实现效果的比较分析。