小型多旋翼无人机由于其相对简单的机械结构,可以垂直起降且机动性高的运动特性,目前广泛应用于军事和日常生活等领域。但多旋翼无人机存在欠驱动、强耦合的特点,对控制设计带来很大的挑战,因此如何有效测量其动力学参数随飞行参数的变化规律,对于优化无人机的飞行控制,显得越来越重要。本课题以多旋翼无人机动力系统为研究对象,通过自行编程设计飞行控制器,完成多旋翼无人机的硬件设计与选型。在此基础上对多旋翼无人机动力系统参数进行实验研究。首先建立多旋翼无人机的动力学模型,并对不同工作模式下的动力学特性进行分析,并以此为基础对多旋翼无人机进行机构优化设计,组建了基于Arduino飞控系统的无人机样机。最后,搭建基于多维力传感器的无人机动力学参数测试平台。该平台有基于NI虚拟仪器平台的数据采集模块、基于光电传感器的测速模块和基于三维力传感器的升力测量模块等组成。基于上述实验平台,对不同工况下的无人机的升力等动力学参数进行测试分析。实验结果显示,测得单旋翼测试实验的升力系数为0.000545,双旋翼测试实验的升力系数为0.001448,四旋翼测试实验的升力系数为0.002354,并测量出飞行器偏航运动时x轴的力矩最大值为0.4N_m,y轴力矩最大值为0.7 N m,验证所设计的飞行控制器的控制稳定性,完成实验平台的搭建。本课题通过理论分析和实验研究,所提出的无人机动力学参数测量方法可以实现对无人机不同工况下的动力学参数变化规律的分析和研究,为后续无人机的控制策略的优化提供了一种有效的手段。