旋翼飞行器作为无人机的一种常见类型，具有结构简单、机动性强、操作简便和效费比高等诸多优点，具备垂直起降、自由悬停等适应复杂环境的能力，具有广阔的发展前景。因此，被广泛用于农业植保、工业巡检、搜索营救、情报侦察等民用场合和军用领域。旋翼飞行器是非线性、多变量和强耦合于一体的欠驱动系统，而其内部系统模型的不确定性和外部未知干扰增加了旋翼飞行器控制系统的设计难度。姿态控制作为旋翼飞行器控制系统的关键技术，姿态控制方法的研究变得十分必要。本文研究工作如下：
　　首先,设计两旋翼飞行器测试平台，其包含两旋翼飞行器测试台、上位机控制台和直流电源，为后续控制方法的实验提供平台保障。基于欧拉角描述方法建立简单的两旋翼飞行器数学模型。引进衡量控制方法的性能评价指标IAE、ISDE、IAU和ISDU，为实验数据的分析和对比提供理论依据。
　　其次，考虑到两旋翼飞行器内部系统模型的不确定性和外部未知干扰，设计自适应更新律估计内部系统模型的不确定性和外部未知干扰的上界，而无需提前获得内部模型不确定性因素和外部未知干扰的先验知识。综合有限时间姿态控制和自适应更新律，提出有限时间自适应姿态控制方法，经李雅普诺夫定理证明滑模变量、系统姿态角误差和角速度误差等闭环信号最终一致有界，且在有限时间内收敛至平衡点附近邻域。在两旋翼飞行器测试平台上实验结果验证了所提控制方法的有效性和优越性。
　　由于有限时间姿态控制方法的系统状态变量收敛时间上界与状态变量初始值有关，本文进一步提出固定时间姿态控制方法，确保系统状态变量收敛时间上界由可设计参数决定，与状态变量初始值无关。在此基础上，设计自适应更新律估计内部系统模型的不确定性和外部未知干扰的上界。基于李雅普诺夫定理证明滑模变量、系统姿态角误差和角速度误差能够在固定时间内收敛至平衡点附近邻域，且收敛时间上界与初始状态无关。在两旋翼飞行器测试平台上实验结果验证了所提控制方法的有效性和优越性，以及符号函数对系统控制性能的影响。
　　与上述控制方法通过分段函数间接地解决奇异值问题不同，本文提出了基于非奇异终端滑模面的固定时间自适应姿态控制方法，避免系统控制输入进入饱和状态。构造新的非奇异终端滑模面，并基于该滑模面设计固定时间控制器。同时，构造辅助函数避免控制器设计中的奇异值问题。设计自适应更新律估计系统内部模型不确定性和外部干扰的上界，从而无需已知其上界的先验知识。基于李雅普诺夫定理证明滑模变量、系统姿态角误差和角速度误差能够在固定时间内收敛至平衡点附近邻域，且收敛时间上界与初始状态无关。在两旋翼飞行器测试平台上实验结果验证了所提控制方法的有效性和优越性。
　　最后，本文设计三种所设计姿态控制方法的对比实验。选取多组负角度姿态角初始值的阶跃响应、三种不同过渡时间S曲线、组合矩形波和多组幅值的正弦波作为实验的参考轨迹。在两旋翼飞行器测试平台上实验结果表明，基于非奇异终端滑模面的固定时间自适应姿态控制方法具有较好的瞬态响应速度和更小的姿态跟踪误差，固定时间自适应姿态控制方法次之，但优于有限时间自适应姿态控制方法。