倾转旋翼机由于其无需跑道而又有较大的运载量和巡航速度优点而备受关注。相较于二旋翼机,倾转四旋翼机的运载量和巡航速度有更大的优势。但由于有四个可倾转旋翼,控制系统设计时并不是直升机与固定翼飞机控制的简单叠加,尤其是过渡阶段非线性因素影响更为突出。为实现四旋翼机的平稳过渡,本文对过渡阶段的控制系统进行设计研究。首先明确四旋翼机过渡阶段的飞行原理,分别建立了垂直起降倾转四旋翼飞机直升机模式下和短舱倾转模式的动力学模型,并建立四旋翼机纵向运动的小扰动模型。确定短舱倾转阶段选用定高转换方案,制定俯仰姿态和拉力操纵方案,并推导出速度与短舱倾角关系,绘制出走廊曲线。然后通过采集的实验数据确定各执行机构及其驱动器开环传递函数,设计直升机模式下俯仰通道和速度回路的控制律,并进行校正,实现飞机平稳前飞达到初始转换速度。短舱倾转模式下分为两个阶段,首先是短舱倾角较小,升降舵和周期变矩双操纵面共同控制,随后短舱角逐渐增大周期变距控制退出仅由升降舵单独控制。据此设计短舱倾转模式下俯仰姿态的控制律,由于参数较多且相互影响,故采用粒子群算法整定控制系统参数。最后设计控制系统的硬件结构,选取以ADuc7026为核心芯片的控制器,并选用合适的传感器、执行机构等,设计电路搭建飞机模型。编写控制律程序和各个接口间程序。调试所设计的控制系统,调试结果表明所设计控制系统满足初始要求,可实现平稳过渡。