四旋翼直升机作为一种新型的飞行器,具有操纵性灵活、能够垂直起降以及能完成各种复杂任务的特点,因此具有良好的军用和民用前景。然而,四旋翼直升机在飞行过程当中,如果发生了驱动器故障或者受到外部干扰的影响,那么四旋翼直升机的飞行品质和安全性能都会受到直接或间接的影响。基于此,本文针对发生驱动器故障的四旋翼直升机,基于自适应控制理论,提出了一系列针对四旋翼直升机的重构控制方法。本文分析了四旋翼直升机的结构特点和飞行原理,介绍了直升机一些主要的运动状态。同时,阐述了四旋翼直升机姿态角的物理意义,并基于欧拉-拉格朗日方法建立了四旋翼直升机的数学模型。随后介绍了本文的仿真研究对象—Quanser公司生产的四旋翼直升机仿真平台,其系统软硬件组成和模型参数。针对发生驱动器LOE故障和有参数不确定性的四旋翼直升机,设计了一种基于前馈补偿的直接自适应飞行重构控制方法。以参考模型的输入输出及状态量为控制量,设计直接自适应律,形成控制信号。然后又设计了线性二次型控制算法来作为内环反馈控制器以保证系统能够在正常状态下能有效运行。最后又设计了前馈补偿器以满足系统几乎严格正实性的要求。仿真结果表明所设计的方法具有很好的重构控制效果。针对具有驱动器LIP故障和外部干扰的四旋翼直升机线性化模型,设计了基于自适应控制和多模型方法的四旋翼直升机重构控制方案。首先基于最优控制以及最小值原则,将原始系统依据最优性能指标进行优化得到了参考模型。在传统的多模型方法的基础上,加入了重新初始化的自适应模型,来提高多模型的收敛速度。仿真结果证实了所提出的自适应重构控制方案具有优越的控制性能。继续针对发生驱动器故障的四旋翼直升机,设计了基于H?故障观测器和自适应控制的重构控制方法。为了解决四旋翼直升机发生的驱动器LIP故障,设计带有故障补偿项的自适应重构控制律。同时又设计了引入H?性能指标的故障观测器,获取准确的故障估计信息来实现控制系统重构,以减轻自适应重构控制器的控制负担。采用这样的故障辨识算法,提高整个系统的鲁棒性和重构能力,在仿真中验证了其有效性。本文针对上述提出的控制方案,应用四旋翼直升机仿真平台,进行了数值仿真。仿真结果表明了这些重构控制方法的可行性和有效性。